JP2016160936A - タービンロータブレード - Google Patents

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Abstract

【課題】先端部分の冷却を増強したタービンロータブレードを提供すること。【解決手段】タービンロータブレードは、正圧先端壁、負圧先端壁、先端前縁、及び先端後縁を有する先端部分を含む。タービンロータブレードはまた、正圧先端壁及び負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティを含む。タービンロータブレードは更に、負圧先端壁によって定められ、スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気してスクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成された少なくとも1つの孔を含む。タービンロータブレードは更にまた、タービンロータブレードの根元部分から先端部分まで各々延びた負圧側壁及び正圧側壁を有する主本体を含む。【選択図】 図1

Description

本明細書で開示される主題は、タービンシステムに関し、より詳細には、先端部分の冷却を増強したタービンロータブレードに関する。
ガスタービンエンジンでは、圧縮機で加圧された空気を用いて燃焼器において燃料を燃焼させ、高温の燃焼ガスの流れを発生させ、その結果、このような燃焼ガスが1又はそれ以上のタービンを通って下流側に流れ、この燃焼ガスからエネルギーを取り出すことができるようになる。一般的に、このようなタービンによれば、円周方向に間隔を置いて配置されたタービンロータブレードの列が、支持ロータディスクから半径方向外向きに延びている。各ブレードは通常、ロータディスクの対応するダブテールスロットにおけるブレードの組み付け及び分解を可能にするダブテールと、並びに該ダブテールから半径方向外向きに延びて且つエンジンを通る作動流体の流れと相互作用する翼形部と、を含む。翼形部は、対応する前縁と後縁との間で軸方向に延び且つ根元と先端との間で半径方向に延びる略凹面状の正圧側面と、略凸面状の負圧側面とを有する。タービンブレードは、高温燃焼ガスに浸されるので、部品耐用寿命を確保するために効果的な冷却が必要とされる。通常、ブレード翼形部は中空であり、圧縮機と流れ連通して配置され、抽気された加圧空気の一部が翼形部の冷却用に受け取られるようにする。翼形部の冷却は、極めて複雑であり、様々な形態の内部冷却チャンネル及び特徴要素を用いて利用することができる。それでも尚、翼形部先端は、タービンシュラウドに直近の位置にあり、先端ギャップを通って流れる高温燃焼ガスにより加熱されるので、冷却するのが特に困難である。従って、ブレードの翼形部内部で送られる空気の一部は通常、冷却のため先端を通じて排出される。
ブレードの先端部分は、冷却空気が排出されるポケットを含むことが多い。領域における先端漏洩渦流を増強して漏洩流を低減するために、フィレット部が先端に含まれることが多い。これらのフィレットを冷却するには、高い供給圧力の冷却流が必要とされ、これによりシステム全体の効率が低下する。
米国特許第7,704,047号明細書
本発明の1つの態様によれば、タービンロータブレードは、正圧先端壁、負圧先端壁、先端前縁、及び先端後縁を有する先端部分を含む。タービンロータブレードはまた、正圧先端壁及び負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティを含む。タービンロータブレードは更に、負圧先端壁によって定められ、スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気してスクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成された少なくとも1つの孔を含む。タービンロータブレードは更にまた、タービンロータブレードの根元部分から先端部分まで各々延びた負圧側壁及び正圧側壁を有する主本体を含む。
本発明の別の態様によれば、タービンシステムのタービンセクションは、複数のタービン段を形成する複数のタービンロータブレードを備え、各複数のタービンロータブレードが、前縁、後縁、負圧側壁及び正圧側壁を含む。タービンセクションはまた、正圧先端壁、負圧先端壁、先端前縁、及び先端後縁を有する、複数のタービンロータブレードのうちの少なくとも1つのタービンロータブレードの先端部分を備える。タービンセクションは更に、正圧先端壁及び負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティを備える。タービンセクションは更にまた、負圧先端壁によって定められた少なくとも1つの孔を備え、該少なくとも1つの孔が、スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、スクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成される。
本発明の更に別の態様によれば、ガスタービンエンジンは、圧縮機セクションと、燃焼セクションと、タービンセクションとを備える。タービンセクションは、正圧先端壁、負圧先端壁、先端前縁、及び先端後縁を有する先端部分を含む。タービンセクションはまた、正圧先端壁及び負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティを含む。タービンセクションは更に、負圧先端壁によって定められ且つ先端前縁に近接して配置された複数の孔を含み、該複数の孔が、スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、スクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成される。
これら及び他の利点並びに特徴は、図面を参照しながら以下の説明から明らかになるであろう。
本発明とみなされる主題は、本明細書と共に提出した特許請求の範囲に具体的に指摘し且つ明確に特許請求している。本発明の上記及び他の特徴並びに利点は、添付図面を参照しながら以下の詳細な説明から明らかである。
ガスタービンエンジンの概略図。 本発明の1つの態様によるガスタービンエンジンのタービンロータブレードの斜視図。 本発明の別の態様よるタービンロータブレードの斜視図。 本発明の別の態様よるタービンロータブレードの斜視図。 複数の孔を例示した、図4のセクションVの拡大図。 本発明の別の態様よるタービンロータブレードの斜視図。 負圧先端壁の輪郭形成領域を示したタービンロータブレードの斜視図。
この詳細な説明は、例証として図面を参照しながら、本発明の利点及び特徴と共に例示的な実施形態を説明している。
図1を参照すると、本発明の例示的な1つの実施形態に従って構成されたガスタービンエンジン10のようなタービンシステムが概略的に示されている。ガスタービンエンジン10は、圧縮機セクション12と、缶アニュラ型アレイで配列された複数の燃焼器組立体とを含み、燃焼器組立体の1つが符号14で示されている。燃焼器組立体は、燃料供給源(図示せず)から燃料を受け取り、圧縮機セクション12から圧縮空気を受け取るよう構成される。燃料及び圧縮空気が燃焼室18に入って点火し、高温高圧の燃焼生成物又は空気ストリームを形成し、これを用いてタービン24を駆動する。タービン24は、圧縮機/タービンシャフト30(ロータとも呼ばれる)を通って圧縮機12に動作可能に接続された複数の段26〜28を含む。
作動時には、空気は、圧縮機12に流れて、高圧ガスに圧縮される。高圧ガスは、燃焼器組立体14に供給され、燃焼室18において燃料(例えば、天然ガス、燃料油、プロセスガス、及び/又は合成ガス(シンガス))と混合される。燃料/空気又は可燃性混合気が点火されて、高圧高温の燃焼ガスストリームが形成され、この燃焼ガスストリームがタービン24に送られ、熱エネルギーから機械的回転エネルギーに変換される。
図1を引き続き参照しながら、次に図2を参照すると、タービンロータブレード40(「タービンバケット」、「タービンブレード翼形部」又は同様のものとも呼ばれる)の一部の斜視図が示される。タービンロータブレード40は、タービン24の何れかの段に配置することができることを理解されたい。1つの実施形態において、タービンロータブレード40は、タービン24の例示の第1の段(すなわち、段26)内に配置される。3つの段のみが例示されているが、より多くの段又はより少ない段が存在することができることを理解されたい。何れの場合においても、タービンロータブレード40は、根元部分(図示せず)から先端部分46まで延びる主本体部分42を含む。タービンロータブレード40の主本体部分42は、正圧側壁48と負圧側壁50とを含み、ここでタービンロータブレード40の幾何形状は、タービンロータブレード40にわたって流体が流れるときにタービン24に回転力をもたらすように構成される。図示のように、負圧側壁50は凹面形状であり、正圧側壁48は凸面形状である。主本体部分42は更に、前縁52と後縁54とを含む。以下の考察では、主としてガスタービンに焦点を当てているが、考察する概念は、ガスタービンエンジンに限定されず、タービンブレードを利用する何らかの回転機械に適用することができる。
正圧側壁48及び負圧側壁50は、タービンロータブレード40の半径方向スパン全体にわたって円周方向に離間して配置されて、冷却のためタービンロータブレード40を通って冷却空気を送る少なくとも1つの内部流れチャンバ又はチャンネルを定める。冷却空気は通常、何らかの従来の手法で圧縮機セクション12から抽気される。タービン翼形部ブレード40の内部は、例えば、冷却空気の有効性を向上させるため種々のタービュレータを備えた蛇行流れチャンネルを含む何れかの構成を有することができ、該冷却空気は、タービンロータブレード40の先端部分46に配置され、より詳細には先端部分46と併せて以下で説明するスクイーラキャビティ80に近接して配置された少なくとも1つのタービンロータブレード40、通常は複数のタービンロータブレード40を通って排出される。
先端部分46は、正圧側壁48及び負圧側壁50の半径方向外側端部上に配置された先端プレート60を含み、該先端プレート60は、内部冷却キャビティを境界付ける。先端プレート60は、タービンロータブレード40と一体化することができ、或いは、所定位置に溶接することができる。正圧先端壁62及び負圧先端壁64は、先端プレート60上に形成することができる。一般に、正圧先端壁62は、先端プレート60から半径方向外向きに延び、且つ先端前縁68から先端後縁70まで軸方向に延びる。一般に、正圧先端壁62及び負圧先端壁64は、先端プレート60に対して約90°の角度を形成するが、これは変えることができる。例えば、正圧先端壁62及び/又は負圧先端壁64間の角度関係は、図7に示される負圧面上の先端ウィングレット又は先端フィレット82の場合のように、90°以外の角度で先端プレート60から角度を付けることができる。例示の実施形態において、負圧先端壁64は、輪郭形成膨出部に基づいて角度が直角でないように膨出している。翼形部の負圧側面上に示されているが、代替として又は組み合わせて、正圧先端壁62が90°以外の角度で配向されるようにする特徴要素を含むことができる点は、理解されたい。正圧先端壁62及び負圧先端壁64の正確な構成に関係なく、正圧先端壁62の経路は、正圧側壁48の終端部に隣接又は近接している(すなわち、正圧側壁48に沿って先端プレート60の外周又はその近傍にある)。
同様に、負圧先端壁64は一般に、先端プレート60から半径方向外向きに延び、且つ先端前縁68から先端後縁70まで軸方向に延びる。しかしながら、図3に示すように、負圧先端壁64は、先端前縁68から先端後縁70まで部分的にのみ延びることができる。負圧先端壁64の経路は、負圧側壁50の終端部に隣接又は近接している(すなわち、負圧側壁50に沿って先端プレート60の外周又はその近傍にある)。正圧先端壁62及び/又は負圧先端壁64の高さ及び幅は、タービン組立体全体の最良の性能及びサイズに応じて変わることができる。図示のように、正圧先端壁62及び/又は負圧先端壁64は、断面形状が略矩形とすることができるが、他の形状も実施可能である。
正圧先端壁62及び負圧先端壁64は、一般に、本明細書でスクイーラキャビティ80として呼ばれるものを形成する。スクイーラキャビティ80は、先端部分46内に形成された半径方向内向きに延びる何れかの凹部又はキャビティを含むことができる。一般に、スクイーラキャビティ80は、タービンロータブレード40と同様の形状又は形態を有するが、他の形状も実施可能であり、通常は、正圧先端壁62、負圧先端壁64、及び本明細書で先端プレート60として説明された内側半径方向フロアにより境界付けられる。
上述のように、1つの実施形態において、タービンロータブレード40の先端部分46は、図7に示すように、負圧先端壁64に沿って配置されたウィングレット又はフィレット領域82を含む。フィレット領域82は、負圧先端壁64の長さに沿った何れかの箇所に配置することができる。少なくとも1つのフィレット領域82は、複数の利点を提供する。1又は複数の外向き拡大領域に伴う1つの利点として、先端領域の漏洩が低減され、これによりタービンセクション24の効率が改善される。これは、タービンロータブレード40の先端部分46での流れを阻止する傾向がある、この領域に近接した先端漏洩の渦流が減衰することに起因する。
先端部分46を効率的に冷却するために、冷却空気が主本体部分42を通って送られ、複数の出口孔56を通じてスクイーラキャビティ80内に放出される。スクイーラキャビティ80内の圧力を低減し、これによりスクイーラキャビティ80に冷却空気を効率的に提供するのに必要な供給圧力を低下させるために、少なくとも1つの孔90、但し通常は複数の孔90が含められる。複数の孔90は、負圧先端壁64によって定められ、負圧先端壁64を貫通する通気口を形成する。複数の孔90は、スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、スクイーラキャビティ80内の圧力を低減するよう構成される。
図2及び3の例示の実施形態において、複数の孔90は、負圧先端壁64の先端前縁68に近接して配置される。詳細には、複数の孔90は、先端後縁70よりも先端前縁68に近接して配置される。このような位置付けは、先端前縁68付近に存在するより高い圧力に基づいて有利である。先端前縁68付近のより高い圧力は、前縁68に近接した孔(主本体42における)を通る必要な冷却流を維持することへの課題を提示する。バケットの根元での所与の供給圧力に対して、この領域におけるキャビティ圧力(すなわち、シンク圧力)を低減することが望ましく、これにより前縁付近の翼形部の全体の冷却が確保される。しかしながら、複数の孔90を先端前縁68の近傍に位置付けることに加えて、又は代替として、複数の孔90は、図4〜6に示すように負圧先端壁64の中間点付近に、或いは、負圧先端壁64の先端後縁70に近接して配置してもよい。
複数の孔90は、何れかの好適な幾何形状から形成することができる。例えば、図2、3及び6に示すように方形又は矩形、並びに図4及び5に示すように円形を利用することができる。例示し上記で説明した幾何形状は、利用できる形状を限定するものではないことを理解されたい。例えば、楕円形を利用してもよい。孔の正確な形状に関係なく、孔の断面形状は、孔の長さ全体にわたって一定のままとすることができ、或いは、長さに応じて変化することができることは企図される。加えて、図示のように、複数の孔90は、冷却空気が孔を通って高温ガス経路内に放出する傾向を強化するような角度で負圧先端壁64を貫通して延びることができる。孔90の角度付けは、孔から出る冷却空気が翼形部の負圧面にわたって流れる高温ガスと円滑に混合するように孔90を整列させることを意味する。
複数の孔90は、図2、3及び6に示されるように、単一の列で、或いは、図4及び5に示されるように複数の列で配列することができる。複数の孔90の正確な幾何形状又は負圧先端壁64を貫通する孔の配列に関係なく、作動時には、複数の孔90は、主本体部分42から受け取ったスクイーラキャビティ80の冷却空気を高温ガス経路内に抽気して、スクイーラキャビティ80内の圧力を低減するよう構成される。抽気は、負圧先端壁64を通じて行われる。
有利には、上述の実施形態は、先端漏洩渦流を減衰させて、先端漏洩流を低減し、これによりタービンシステムの全体効率に直接的に影響を及ぼす損失を低減する。負圧側スクイーラ壁上の孔90を通じてスクイーラポケットの冷却空気を高温ガス側に抽気することにより、より低圧の負圧側主流と空力的に接触したときにキャビティ内の圧力低減が達成され、これによりバケット先端冷却回路に対して比較的低い供給圧を維持する上で助けとなる。換言すると、このことは、冷却流供給源に対する逆流マージンを改善するのに役立つ。
限られた数の実施形態のみに関して本発明を詳細に説明してきたが、本発明はこのような開示された実施形態に限定されないことは理解されたい。むしろ、本発明は、上記で説明されていない多くの変形、改造、置換、又は均等な構成を組み込むように修正することができるが、これらは、本発明の技術的思想及び範囲に相応する。加えて、本発明の種々の実施形態について説明してきたが、本発明の態様は記載された実施形態の一部のみを含むことができる点を理解されたい。従って、本発明は、上述の説明によって限定されるとみなすべきではなく、添付の請求項の範囲によってのみ限定される。
最後に、代表的な実施態様を以下に示す。
[実施態様1]
タービンロータブレードであって、正圧先端壁、負圧先端壁、先端前縁、及び先端後縁を有する先端部分と、上記正圧先端壁及び上記負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティと、上記負圧先端壁によって定められ、上記スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、上記スクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成された少なくとも1つの孔と、上記タービンロータブレードの根元部分から上記先端部分まで各々延びた負圧側壁及び正圧側壁を有する主本体と、を備える、タービンロータブレード。
[実施態様2]
上記少なくとも1つの孔が、上記先端前縁に近接して配置される、実施態様1に記載のタービンロータブレード。
[実施態様3]
上記少なくとも1つの孔が複数の孔を含む、実施態様1に記載のタービンロータブレード。
[実施態様4]
上記少なくとも1つの孔が、複数の列で配列される、実施態様3に記載のタービンロータブレード。
[実施態様5]
上記少なくとも1つの孔が、単一の列で配列される、実施態様3に記載のタービンロータブレード。
[実施態様6]
上記少なくとも1つの孔が、円形、方形、矩形、及び楕円形からなる群から選択された幾何形状を含む、実施態様1に記載のタービンロータブレード。
[実施態様7]
上記負圧先端壁及び上記正圧先端壁が各々、上記先端後縁まで完全に延びる、実施態様1に記載のタービンロータブレード。
[実施態様8]
上記負圧先端壁が、上記先端後縁に向かって部分的に延びる、実施態様1に記載のタービンロータブレード。
[実施態様9]
上記主本体から上記先端部分を分離する先端プレートを更に備える、実施態様1に記載のタービンロータブレード。
[実施態様10]
冷却流が、上記主本体を通って送られて上記スクイーラキャビティ内に放出された後、上記負圧先端壁の少なくとも1つの孔を通って部分的に放出される、実施態様1に記載のタービンロータブレード。
[実施態様11]
タービンシステムのタービンセクションであって、複数のタービン段を形成し、前縁、後縁、負圧側壁及び正圧側壁を各々が含む複数のタービンロータブレードと、正圧先端壁、負圧先端壁、先端前縁、及び先端後縁を有する、上記複数のタービンロータブレードのうちの少なくとも1つのタービンロータブレードの先端部分と、上記正圧先端壁及び上記負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティと、上記負圧先端壁によって定められ、上記スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、上記スクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成された少なくとも1つの孔と、を備える、タービンシステムのタービンセクション。
[実施態様12]
上記少なくとも1つの孔が、上記先端前縁に近接して配置される、実施態様11に記載のタービンセクション。
[実施態様13]
上記少なくとも1つの孔が複数の孔を含む、実施態様11に記載のタービンセクション。
[実施態様14]
上記少なくとも1つの孔が、複数の列で配列される、実施態様13に記載のタービンセクション。
[実施態様15]
上記少なくとも1つの孔が、単一の列で配列される、実施態様13に記載のタービンセクション。
[実施態様16]
上記少なくとも1つの孔が、円形、方形、矩形、及び楕円形からなる群から選択された幾何形状を含む、実施態様11に記載のタービンセクション。
[実施態様17]
上記負圧先端壁及び上記正圧先端壁が各々、上記先端後縁まで完全に延びる、実施態様11に記載のタービンセクション。
[実施態様18]
上記負圧先端壁が、上記先端後縁に向かって部分的に延びる、実施態様11に記載のタービンセクション。
[実施態様19]
上記主本体から上記先端部分を分離する先端プレートを更に備える、実施態様11に記載のタービンセクション。
[実施態様20]
圧縮機セクションと、燃焼セクションと、タービンセクションとを備えたガスタービンエンジンであって、上記タービンセクションが、正圧先端壁、負圧先端壁、先端前縁、及び先端後縁を有する先端部分と、上記正圧先端壁及び上記負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティと、上記負圧先端壁によって定められ且つ上記先端前縁に近接して配置され、上記スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、上記スクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成された複数の孔と、を含む、ガスタービンエンジン。
10 ガスタービンエンジン
12 圧縮機セクション
14 燃焼器組立体
18 燃焼室
24 タービン
26-28 複数の段
30 圧縮機/タービンシャフト
40 ロータブレード
42 主本体部分
46 先端部分
48 正圧側壁
50 負圧側壁
52 前縁
54 後縁
56 複数の出口孔
60 先端プレート
62 正圧先端壁
64 負圧先端壁
68 前縁
70 後縁
80 スクイーラキャビティ
82 先端フィレット
90 複数の孔

Claims (10)

  1. タービンロータブレード(40)であって、
    正圧先端壁(62)、負圧先端壁(64)、先端前縁(68)、及び先端後縁(70)を有する先端部分(46)と、
    前記正圧先端壁及び前記負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティ(80)と、
    前記負圧先端壁によって定められ、前記スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、前記スクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成された少なくとも1つの孔(90)と、
    前記タービンロータブレードの根元部分から前記先端部分まで各々延びた負圧側壁(50)及び正圧側壁(48)を有する主本体(42)と、
    を備える、タービンロータブレード(40)。
  2. 前記少なくとも1つの孔(90)が、前記先端前縁(68)に近接して配置される、請求項1に記載のタービンロータブレード(40)。
  3. 前記少なくとも1つの孔(90)が複数の孔を含む、請求項1に記載のタービンロータブレード(40)。
  4. 前記少なくとも1つの孔(90)が、複数の列で配列される、請求項3に記載のタービンロータブレード(40)。
  5. 前記少なくとも1つの孔(90)が、単一の列で配列される、請求項3に記載のタービンロータブレード(40)。
  6. 前記少なくとも1つの孔(90)が、円形、方形、矩形、及び楕円形からなる群から選択された幾何形状を含む、請求項1に記載のタービンロータブレード(40)。
  7. 前記負圧先端壁(64)及び前記正圧先端壁(62)が各々、前記先端後縁(70)まで完全に延びる、請求項1に記載のタービンロータブレード(40)。
  8. 前記負圧先端壁(64)が、前記先端後縁(70)に向かって部分的に延びる、請求項1に記載のタービンロータブレード(40)。
  9. 前記主本体(42)から前記先端部分(46)を分離する先端プレート(60)を更に備える、請求項1に記載のタービンロータブレード(40)。
  10. タービンシステム(10)のタービンセクション(24)であって、
    複数のタービン段(26〜28)を形成し、前縁(52)、後縁(54)、負圧側壁(50)及び正圧側壁(48)を各々が含む複数のタービンロータブレード(40)と、
    正圧先端壁(62)、負圧先端壁(64)、先端前縁(68)、及び先端後縁(70)を有する、前記複数のタービンロータブレード(40)のうちの少なくとも1つのタービンロータブレード(40)の先端部分(46)と、
    前記正圧先端壁及び前記負圧先端壁によって少なくとも部分的に定められるスクイーラキャビティ(80)と、
    前記負圧先端壁によって定められ、前記スクイーラキャビティから高温ガス経路内に冷却空気を抽気して、前記スクイーラキャビティ内の圧力を低減するよう構成された少なくとも1つの孔(90)と、
    を備える、タービンシステム(10)のタービンセクション(24)。
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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2017048789A (ja) * 2015-09-02 2017-03-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンロータブレードの先端構造
JP2019007478A (ja) * 2017-05-10 2019-01-17 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ロータブレード先端部
CN111927563A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种适用于高温环境的涡轮叶片

Families Citing this family (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9618002B1 (en) * 2013-09-27 2017-04-11 University Of South Florida Mini notched turbine generator
EP3301262B1 (en) * 2016-09-14 2019-08-14 Rolls-Royce plc Blade
US10830082B2 (en) 2017-05-10 2020-11-10 General Electric Company Systems including rotor blade tips and circumferentially grooved shrouds
EP3604793B1 (en) * 2018-08-03 2021-05-05 GE Renewable Technologies Inter-blade profiles for hydraulic turbines with removable cover part
CN110863862B (zh) * 2019-12-05 2022-12-06 中国航发四川燃气涡轮研究院 叶尖结构和涡轮
US11136890B1 (en) 2020-03-25 2021-10-05 General Electric Company Cooling circuit for a turbomachine component
US11299991B2 (en) * 2020-04-16 2022-04-12 General Electric Company Tip squealer configurations
CN112554960A (zh) * 2020-12-02 2021-03-26 中国航发沈阳发动机研究所 一种涡轮转子叶片叶尖结构及具有其的涡轮转子
EP4234885A3 (en) * 2021-02-04 2023-09-06 Doosan Enerbility Co., Ltd. Airfoil with a squealer tip cooling system for a turbine blade, corresponding turbine blade, turbine blade assembly, gas turbine and manufacturing method of an airfoil

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6419101A (en) * 1987-05-11 1989-01-23 Gen Electric Turbine moving blade
JP2000345803A (ja) * 1999-06-01 2000-12-12 General Electric Co <Ge> インピンジメント冷却エーロフォイル先端
JP2008051097A (ja) * 2006-08-21 2008-03-06 General Electric Co <Ge> フレア先端式タービンブレード
JP2013245674A (ja) * 2012-05-24 2013-12-09 General Electric Co <Ge> タービンロータブレード先端における冷却構造
US20140037458A1 (en) * 2012-08-03 2014-02-06 General Electric Company Cooling structures for turbine rotor blade tips

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6527514B2 (en) * 2001-06-11 2003-03-04 Alstom (Switzerland) Ltd Turbine blade with rub tolerant cooling construction
US7704047B2 (en) 2006-11-21 2010-04-27 Siemens Energy, Inc. Cooling of turbine blade suction tip rail
US8764379B2 (en) * 2010-02-25 2014-07-01 General Electric Company Turbine blade with shielded tip coolant supply passageway
US8616850B2 (en) * 2010-06-11 2013-12-31 United Technologies Corporation Gas turbine engine blade mounting arrangement
US8740571B2 (en) * 2011-03-07 2014-06-03 General Electric Company Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same
US8801377B1 (en) 2011-08-25 2014-08-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip cooling and sealing
KR101324249B1 (ko) 2011-12-06 2013-11-01 삼성테크윈 주식회사 스퀼러 팁이 형성된 블레이드를 구비한 터빈 임펠러
US9334742B2 (en) * 2012-10-05 2016-05-10 General Electric Company Rotor blade and method for cooling the rotor blade

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS6419101A (en) * 1987-05-11 1989-01-23 Gen Electric Turbine moving blade
JP2000345803A (ja) * 1999-06-01 2000-12-12 General Electric Co <Ge> インピンジメント冷却エーロフォイル先端
JP2008051097A (ja) * 2006-08-21 2008-03-06 General Electric Co <Ge> フレア先端式タービンブレード
JP2013245674A (ja) * 2012-05-24 2013-12-09 General Electric Co <Ge> タービンロータブレード先端における冷却構造
US20140037458A1 (en) * 2012-08-03 2014-02-06 General Electric Company Cooling structures for turbine rotor blade tips

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2017048789A (ja) * 2015-09-02 2017-03-09 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ タービンロータブレードの先端構造
JP2019007478A (ja) * 2017-05-10 2019-01-17 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ロータブレード先端部
JP7237458B2 (ja) 2017-05-10 2023-03-13 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ ロータブレード先端部
CN111927563A (zh) * 2020-07-31 2020-11-13 中国航发贵阳发动机设计研究所 一种适用于高温环境的涡轮叶片

Also Published As

Publication number Publication date
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