JP2016530421A - Turbine blade having a blade tip with a cutting tip - Google Patents

Turbine blade having a blade tip with a cutting tip Download PDF

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Abstract

タービンブレード（１０）の半径方向外側端部にスクィーラ先端（１２）を有し、スクィーラ先端（１２）は複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）を備えており、切削チップ（１８）はスクィーラ先端（１２）から半径方向にリングセグメント（２０）に向かって延在している、タービンブレード（１０）が開示されている。運転中、アブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は、タービンブレード（１０）の半径方向外側に位置するタービンエンジンのリングセグメント（２０）上のアブレイダブルコーティング（２２）内に切り込んでもよい。複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は、スクィーラ先端（１２）から少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の最も外側の先端（３０）まで延在している１つ又は複数の切削辺（２８）を含んでもよい。A turbine blade (10) has a squealer tip (12) at a radially outer end, the squealer tip (12) comprising a plurality of abradable coated cutting tips (18), the cutting tip (18) being a squealer. A turbine blade (10) is disclosed extending radially from the tip (12) toward the ring segment (20). During operation, the abradable coating cutting tip (18) may be cut into the abradable coating (22) on the turbine engine ring segment (20) located radially outward of the turbine blade (10). The plurality of abradable coated cutting tips (18) extend from the squealer tip (12) to the outermost tip (30) of the at least one abradable coated cutting tip (18). A cutting edge (28) may be included.

Description

連邦政府による資金提供を受けた研究開発の記載
本発明の開発は、合衆国エネルギー省、高度水素タービン開発プログラム、契約番号ＤＥ−ＦＣ２６−０５ＮＴ４２６４４により部分的に支援されたものである。従って、合衆国政府は本発明において一定の権利を有することがある。 DESCRIPTION OF FEDERALLY SPONSORED RESEARCH AND DEVELOPMENT The development of the present invention was partially supported by the US Department of Energy, Advanced Hydrogen Turbine Development Program, Contract Number DE-FC26-05NT42644. Accordingly, the United States government may have certain rights in the invention.

発明の分野
本発明は、一般にタービンブレードに関し、より詳細にはガスタービンエンジンにおけるタービンブレードの先端構造に関する。 The present invention relates generally to turbine blades, and more particularly to turbine blade tip structures in gas turbine engines.

通常、ガスタービンエンジンは、空気を圧縮するための圧縮機と、圧縮空気を燃料と混合し混合物に点火するための燃焼器と、電力を発生するためのタービンブレードアセンブリとを有する。燃焼器はしばしば、華氏２５００度を超えることがある高温で作動する。典型的なタービン燃焼器構成では、タービンブレードアセンブリはこのような高温に曝される。従って、タービンブレードは、このような高温に耐え得る材料から製造されなければならない。加えて、タービンブレードは、ブレードの耐用寿命を延長し、過度に高い温度の結果として生じる故障の可能性を減じるために、冷却システムを含むことが多い。   A gas turbine engine typically includes a compressor for compressing air, a combustor for mixing the compressed air with fuel and igniting the mixture, and a turbine blade assembly for generating electrical power. Combustors often operate at high temperatures, which can exceed 2500 degrees Fahrenheit. In a typical turbine combustor configuration, the turbine blade assembly is exposed to such high temperatures. Therefore, turbine blades must be manufactured from materials that can withstand such high temperatures. In addition, turbine blades often include a cooling system to extend the useful life of the blade and reduce the likelihood of failure as a result of excessively high temperatures.

典型的には、タービンブレードは、一方の端部における根元部分と、ブレードを形成する延在部分とから成っている。このブレードは、タービンブレードとは反対側の端部で根元部分に連結されたプラットフォームから外側に向かって延在している。ブレードは通常、根元部分と反対側の先端と、前縁と、後縁とから成っている。タービンブレードの先端は、タービンのガス流路におけるリングセグメントとブレードとの間の隙間を減じる先端シールを有することが多い。先端シールはスクィーラ先端とも呼ばれることがあり、タービン段の間の圧力損失を減じるためにブレードの先端にしばしば組み込まれている。これらの構造は、ブレード先端とリングセグメントとの間の隙間を最小にするように設計されている。それにもかかわらず、起動時、ブレード先端がリングセグメントに接触し、ブレード先端に摩耗を生じさせ、ブレードを損傷させることも多い。従って、タービンブレードを損傷させることなく始動状態に適応する必要性が生じている。   Typically, a turbine blade consists of a root portion at one end and an extending portion that forms the blade. The blade extends outwardly from a platform connected to the root portion at the end opposite the turbine blade. A blade usually consists of a tip opposite the root portion, a leading edge, and a trailing edge. The tip of the turbine blade often has a tip seal that reduces the clearance between the ring segment and the blade in the turbine gas flow path. The tip seal is sometimes referred to as a squealer tip and is often incorporated at the tip of the blade to reduce pressure loss during the turbine stage. These structures are designed to minimize the gap between the blade tip and the ring segment. Nevertheless, during start-up, the blade tip contacts the ring segment, causing wear on the blade tip and often damaging the blade. Accordingly, a need has arisen to adapt to starting conditions without damaging the turbine blades.

タービンブレードの半径方向外側端部にスクィーラ先端を有したタービンブレードが開示されていて、このスクィーラ先端は複数のアブレイダブルコーティング切削チップを備えていて、この切削チップはスクィーラ先端から半径方向にリングセグメントに向かって延在している。運転中、アブレイダブル（abradable：削れやすい）コーティング切削チップは、タービンブレードの半径方向外側に位置するタービンエンジンのリングセグメント上のアブレイダブルコーティング内に切り込んでよい。複数のアブレイダブルコーティング切削チップは、スクィーラ先端からアブレイダブルコーティング切削チップの最も外側の先端まで延在している１つ又は複数の切削辺を含んでもよい。隣接するアブレイダブルコーティング内へと切り込むことにより、アブレイダブルコーティング切削チップは、効果を失うことなくタービンエンジンの継続運転を可能にする。   A turbine blade having a squealer tip at the radially outer end of the turbine blade is disclosed, the squealer tip having a plurality of abradable coated cutting tips, the cutting tips ringing radially from the squealer tip. Extends towards the segment. During operation, an abradable coated cutting tip may be cut into the abradable coating on the ring segment of the turbine engine located radially outward of the turbine blade. The plurality of abradable coated cutting tips may include one or more cutting edges extending from the squealer tip to the outermost tip of the abradable coated cutting tip. By cutting into the adjacent abradable coating, the abradable coated cutting tip allows continuous operation of the turbine engine without loss of effectiveness.

タービンブレードは、全体的に細長いブレードから形成されていて良く、このブレードは、前縁と、後縁と、第１の端部における先端と、当該ブレードを支持し当該ブレードをディスクに連結するために第１の端部のほぼ反対側に位置する第２の端部で当該ブレードに連結されている根元部とを有している。ブレードは、第１の端部の先端に連結されたスクィーラ先端も含んでもよい。スクィーラ先端は、複数のアブレイダブルコーティング切削チップを含んでもよく、この切削チップは、スクィーラ先端から、全体的に細長いブレードの半径方向外側に位置するリングセグメントに向かって半径方向に延在している。複数のアブレイダブルコーティング切削チップは、スクィーラ先端とリングセグメントとの間の燃焼排ガス流に対してほぼ直交して延在している、アブレイダブルコーティング切削チップの少なくとも２つの列内に形成されてもよい。アブレイダブルコーティング切削チップの第２の列は、アブレイダブルコーティング切削チップの第１の列の下流に位置していて良く、燃焼排ガス流に直交して、アブレイダブルコーティング切削チップの第１の列に対してずらされてもよい。   The turbine blade may be generally formed from an elongated blade that supports a leading edge, a trailing edge, a tip at a first end, and supports the blade and connects the blade to a disk. And a root portion connected to the blade at a second end located substantially opposite the first end. The blade may also include a squealer tip connected to the tip of the first end. The squealer tip may include a plurality of abradable coated cutting tips that extend radially from the squealer tip toward a ring segment located generally radially outward of the elongated blade. Yes. A plurality of abradable coated cutting tips are formed in at least two rows of abradable coated cutting tips extending generally orthogonal to the flue gas flow between the squealer tip and the ring segment. May be. The second row of abradable coated cutting tips may be located downstream of the first row of abradable coated cutting tips and orthogonal to the flue gas flow, the first row of abradable coated cutting tips. It may be shifted with respect to the column.

少なくとも１つの実施形態では、１つ又は複数のアブレイダブルコーティング切削チップは、スクィーラ先端からアブレイダブルコーティング切削チップの最も外側の先端まで延在している少なくとも１つの切削辺を有していてよい。別の実施形態では、１つ又は複数のアブレイダブルコーティング切削チップは、スクィーラ先端から少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップの最も外側の先端まで延在している少なくとも３つの切削辺を有してもよい。第１の切削辺は、アブレイダブルコーティング切削チップの上流側に位置してもよい。第２の切削辺は、アブレイダブルコーティング切削チップの上流側と下流側との間の第１の交差部分で、スクィーラ先端からアブレイダブルコーティング切削チップの最も外側の先端まで延在してもよい。第３の切削辺は、アブレイダブルコーティング切削チップの上流側と下流側との間の第２の交差部分で、スクィーラ先端からアブレイダブルコーティング切削チップの最も外側の先端まで延在してもよい。第２の交差部分は、第１の側のチップの反対の側であってもよい。   In at least one embodiment, the one or more abradable coated cutting tips have at least one cutting edge extending from the squealer tip to the outermost tip of the abradable coated cutting tip. Good. In another embodiment, the one or more abradable coated cutting tips have at least three cutting edges extending from the squealer tip to the outermost tip of the at least one abradable coated cutting tip. May be. The first cutting edge may be located upstream of the abradable coated cutting tip. The second cutting edge is a first intersection between the upstream side and the downstream side of the abradable coated cutting tip and extends from the squealer tip to the outermost tip of the abradable coated cutting tip. Good. The third cutting edge is a second intersection between the upstream side and the downstream side of the abradable coated cutting tip and extends from the squealer tip to the outermost tip of the abradable coated cutting tip. Good. The second intersection may be on the opposite side of the first side chip.

少なくとも１つの実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップのうちの１つ又は複数がピラミッド形状を有していてもよい。別の実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップがそれぞれピラミッド形状を有していてもよい。複数のアブレイダブルコーティング切削チップのうち少なくとも１つはスクィーラ先端から少なくとも１２５ミクロンの距離を延びていてもよい。別の実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップのうち少なくとも１つはスクィーラ先端から少なくとも２５０ミクロンの距離を延びていてもよい。さらに別の実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップのうち少なくとも１つはスクィーラ先端から１０００ミクロンの距離を延びていてもよい。１０００ミクロンは１ミリである。さらに別の実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップはスクィーラ先端から少なくとも１２５ミクロンかつ１０２５ミクロン未満の距離を延びていてもよい。複数のアブレイダブルコーティング切削チップはスクィーラ先端の半径方向外側端部にぎざぎざ面を形成してもよい。   In at least one embodiment, one or more of the plurality of abradable coated cutting tips may have a pyramid shape. In another embodiment, the plurality of abradable coated cutting tips may each have a pyramid shape. At least one of the plurality of abradable coated cutting tips may extend a distance of at least 125 microns from the squealer tip. In another embodiment, at least one of the plurality of abradable coated cutting tips may extend a distance of at least 250 microns from the squealer tip. In yet another embodiment, at least one of the plurality of abradable coated cutting tips may extend a distance of 1000 microns from the squealer tip. 1000 microns is 1 mm. In yet another embodiment, the plurality of abradable coated cutting tips may extend a distance of at least 125 microns and less than 1025 microns from the squealer tip. The plurality of abradable coated cutting tips may form a jagged surface at the radially outer end of the squealer tip.

別の実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップのうち少なくとも１つは複数の平坦面から形成されており、隣接する平坦面は交差して１つの切削辺を形成する。複数のアブレイダブルコーティング切削チップのうち少なくとも１つは、少なくとも４つの平坦面から形成されていてもよい。隣接するアブレイダブルコーティング切削チップは、スクィーラ先端の外面で直線によって分離されていてもよい。複数のアブレイダブルコーティング切削チップは、スクィーラ先端の外面において、第１の向きで位置する複数の直線と第２の向きで位置する複数の直線とによって複数の列に分けられていてもよい。第２の向きは第１の向きに対して直交していてもよい。第１の向きと第２の向きとは、燃焼排ガス流の方向に対して非平行かつ非直交であってもよい。   In another embodiment, at least one of the plurality of abradable coated cutting tips is formed from a plurality of flat surfaces, and adjacent flat surfaces intersect to form a cutting edge. At least one of the plurality of abradable coated cutting tips may be formed from at least four flat surfaces. Adjacent abradable coated cutting tips may be separated by straight lines at the outer surface of the squealer tip. The plurality of abradable coating cutting tips may be divided into a plurality of rows on the outer surface of the squealer tip by a plurality of straight lines positioned in the first direction and a plurality of straight lines positioned in the second direction. The second direction may be orthogonal to the first direction. The first direction and the second direction may be non-parallel and non-orthogonal to the direction of the combustion exhaust gas flow.

本発明の利点は、静止した構成部品上のアブレイダブル材料を刻む又は切り込むブレード先端の能力を向上させることにより、クリアランス（隙間）コントロールが改善されてエンジン効率及び出力が向上する点にある。   An advantage of the present invention is that by improving the ability of the blade tip to engrave or cut abradable material on a stationary component, clearance (gap) control is improved and engine efficiency and power are improved.

本発明の別の利点は、アブレイダブルコーティング切削チップが、リングセグメントの半径方向内側面上のアブレイダブルコーティングに切り込み、タービンブレードから延在するアブレイダブルコーティング切削チップに対応する外形（プロファイル）を形成することである。   Another advantage of the present invention is that the abradable coated cutting tip cuts into the abradable coating on the radially inner surface of the ring segment and corresponds to an abradable coated cutting tip extending from the turbine blade (profile). ).

本発明によるさらに別の利点は、タービンブレードの外形が、リングセグメントにおいてスイープされた外形に正確に対応するので、クリアランスコントロールが改善されることである。   Yet another advantage with the present invention is that clearance control is improved because the turbine blade profile accurately corresponds to the profile swept in the ring segment.

これらの実施形態及びその他の実施形態を以下でさらに詳細に説明する。   These and other embodiments are described in further detail below.

明細書に組み込まれ、明細書の一部を形成する添付の図面は、ここに開示される発明の実施の形態を例示し、詳細な説明と共に発明の原理を開示する。   The accompanying drawings, which are incorporated in and form a part of the specification, illustrate embodiments of the invention disclosed herein and disclose the principles of the invention together with the detailed description.

本発明に係る特徴を備えたタービンブレードを示す斜視図である。It is a perspective view which shows the turbine blade provided with the characteristic which concerns on this invention. 半径方向外側に位置するリングセグメントに隣接しているタービンブレード先端の詳細な断面図であって、アブレイダブルコーティング切削チップの縮尺が拡大されていて見えるようになっている。FIG. 3 is a detailed cross-sectional view of a turbine blade tip adjacent to a radially outer ring segment, with the scale of the abradable coated cutting tip visible to an enlarged scale. アブレイダブルコーティング切削チップを有したタービンブレードの先端の一部を示した詳細な平面図である。It is the detailed top view which showed a part of front-end | tip of a turbine blade with an abradable coating cutting tip. 図３に示したアブレイダブルコーティング切削チップを有するタービンブレードの先端の一部を示す詳細な側面図である。FIG. 4 is a detailed side view showing a portion of the tip of a turbine blade having the abradable coated cutting tip shown in FIG. 3. 別の実施形態のアブレイダブルコーティング切削チップを有するタービンブレードの先端の一部を示す詳細な平面図である。FIG. 6 is a detailed plan view illustrating a portion of a tip of a turbine blade having an abradable coated cutting tip of another embodiment. 図５に示したアブレイダブルコーティング切削チップを有するタービンブレードの先端の一部を示す詳細な側面図である。FIG. 6 is a detailed side view showing a portion of the tip of a turbine blade having the abradable coated cutting tip shown in FIG. 材料ストリップに接触するタービンブレードのテスト結果を示す写真である。上の材料ストリップは、平らな金属タービンブレード先端によって打ち付けられたものであり、中央の材料ストリップは、高さ約１２５ミクロンのアブレイダブルコーティング切削チップを有するタービンブレード先端によって打ち付けられたものであり、下の材料ストリップは、高さ約２５０ミクロンのアブレイダブルコーティング切削チップを有するタービンブレード先端によって打ち付けられたものである。6 is a photograph showing test results for a turbine blade in contact with a material strip. The upper material strip is struck by a flat metal turbine blade tip and the middle material strip is struck by a turbine blade tip having an abradable coated cutting tip about 125 microns high. The lower material strip was struck by a turbine blade tip having an abradable coated cutting tip about 250 microns high. アブレイダブルコーティング切削チップを有したタービンブレードの先端の一部を示した斜視図である。It is the perspective view which showed a part of front-end | tip of the turbine blade which has an abradable coating cutting tip.

図１〜図８に示すように、タービンブレード１０の半径方向外側端部１４にスクィーラ先端１２を有したタービンブレード１０が開示されている。このスクィーラ先端１２は複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８を備えており、この切削チップ１８はスクィーラ先端１２から半径方向にリングセグメント２０に向かって延在している。運転中、アブレイダブルコーティング切削チップ１８は、図２に示すように、タービンブレード１０の半径方向外側に位置するタービンエンジンのリングセグメント２０上のアブレイダブルコーティング２２内に切り込んでもよい。複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８は、スクィーラ先端１２からアブレイダブルコーティング切削チップ１８の最も外側の先端３０まで延在している１つ又は複数の切削辺２８を含んでいてもよい。隣接するアブレイダブルコーティング２２内へと切り込むことにより、アブレイダブルコーティング切削チップ１８は、効果を失うことなくタービンエンジンの継続運転を可能にする。   As shown in FIGS. 1-8, a turbine blade 10 having a squealer tip 12 at a radially outer end 14 of the turbine blade 10 is disclosed. The squealer tip 12 includes a plurality of abradable coated cutting tips 18 that extend radially from the squealer tip 12 toward the ring segment 20. During operation, the abradable coating cutting tip 18 may be cut into the abradable coating 22 on the turbine engine ring segment 20 located radially outward of the turbine blade 10, as shown in FIG. The plurality of abradable coated cutting tips 18 may include one or more cutting edges 28 that extend from the squealer tip 12 to the outermost tip 30 of the abradable coated cutting tip 18. By cutting into the adjacent abradable coating 22, the abradable coating cutting tip 18 allows continued operation of the turbine engine without loss of effectiveness.

タービンブレード１０は任意の適切な構成から形成されていてもよい。例えば、少なくとも１つの実施形態では、タービンブレード１０は全体的に細長いブレード３２から形成されていて良く、このブレード３２は、前縁３４と、後縁３６と、第１の端部１４における先端３８と、ブレード３２を支持しブレード３２をディスクに連結するために第１の端部１４のほぼ反対側に位置する第２の端部４４でブレード３２に連結されている根元部４２と、を有している。タービンブレード１０は、第１の端部１４の先端３８に連結されたスクィーラ先端１２を含んでいてもよい。スクィーラ先端１２は、複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８を含んでいて良く、この切削チップ１８は、スクィーラ先端１２から、全体的に細長いブレード３２の半径方向外側に位置する１つ又は複数のリングセグメント２０に向かって半径方向に延在している。   The turbine blade 10 may be formed from any suitable configuration. For example, in at least one embodiment, the turbine blade 10 may be generally formed from an elongated blade 32 that includes a leading edge 34, a trailing edge 36, and a tip 38 at the first end 14. And a root portion 42 connected to the blade 32 at a second end 44 located substantially opposite the first end 14 to support the blade 32 and connect the blade 32 to the disk. doing. The turbine blade 10 may include a squealer tip 12 coupled to a tip 38 of the first end 14. The squealer tip 12 may include a plurality of abradable coated cutting tips 18 that are one or more rings located generally radially outward of the elongated blade 32 from the squealer tip 12. Extending radially toward the segment 20.

少なくとも１つの実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８は、スクィーラ先端１２とリングセグメント２０との間の燃焼排ガス流５０に対してほぼ直交して延在している、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の少なくとも２つの列４６，４８内に形成されてもよい。アブレイダブルコーティング切削チップ１８の第２の列４８は、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の第１の列４６の下流に位置していて良く、燃焼排ガス５０の流れに直交して、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の第１の列４６に対してずらされていてもよい。   In at least one embodiment, the abradable coated cutting tip 18 extends generally orthogonal to the flue gas flow 50 between the squealer tip 12 and the ring segment 20. 18 may be formed in at least two rows 46, 48. The second row 48 of abradable coated cutting tips 18 may be located downstream of the first row 46 of abradable coated cutting tips 18 and is orthogonal to the flow of flue gas 50 and is abradable. It may be offset relative to the first row 46 of coated cutting tips 18.

図１〜図６及び図８に示したように、１つ又は複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８は、スクィーラ先端１２からアブレイダブルコーティング切削チップ１８の最も外側の先端３０まで延在している１つ又は複数の切削辺２８を有していてもよい。図５及び図８に示したように、少なくとも１つの実施形態では、１つ又は複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８は、スクィーラ先端１２からアブレイダブルコーティング切削チップ１８の最も外側の先端３０まで延在している少なくとも３つの切削辺２８を有していてもよい。第１の切削辺５４は、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の上流側５６に位置していてもよい。第２の切削辺５８は、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の上流側５６と下流側６２との間の第１の交差部分６０で、スクィーラ先端１２からアブレイダブルコーティング切削チップ１８の最も外側の先端３０まで延在していてもよい。第３の切削辺６４は、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の上流側５６と下流側６２との間の第２の交差部分６６で、スクィーラ先端１２からアブレイダブルコーティング切削チップ１８の最も外側の先端３０まで延在していてもよい。第２の交差部分６６は、第１の交差部分６０を有する第１の側６８の、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の反対側であってもよい。   As shown in FIGS. 1-6 and 8, the one or more abradable coated cutting tips 18 extend from the squealer tip 12 to the outermost tip 30 of the abradable coated cutting tip 18. One or more cutting edges 28 may be present. As shown in FIGS. 5 and 8, in at least one embodiment, the one or more abradable coated cutting tips 18 extend from the squealer tip 12 to the outermost tip 30 of the abradable coated cutting tip 18. There may be at least three cutting edges 28 extending. The first cutting edge 54 may be located on the upstream side 56 of the abradable coating cutting tip 18. The second cutting edge 58 is a first intersection 60 between the upstream side 56 and the downstream side 62 of the abradable coated cutting tip 18 and is the outermost side of the abradable coated cutting tip 18 from the squealer tip 12. It may extend to the tip 30. The third cutting edge 64 is a second intersection 66 between the upstream side 56 and the downstream side 62 of the abradable coated cutting tip 18 and the outermost side of the abradable coated cutting tip 18 from the squealer tip 12. It may extend to the tip 30. The second intersecting portion 66 may be the first side 68 having the first intersecting portion 60 opposite the abradable coated cutting tip 18.

図３、図５及び図８に示すように、少なくとも１つの実施形態では、１つ又は複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８は、スクィーラ先端１２に結合された広い底部７０と反対側の半径方向最も外側の端部における先端３０とを有したピラミッド形状を有していてもよい。別の実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８がそれぞれピラミッド形状を有していてもよい。１つ又は複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８が複数の平坦面７２から形成されていてもよく、この場合、隣接する平坦面７２は交差して１つの切削辺２８を形成する。１つの実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８はピラミッド形状に形成されていて、１つ又は複数のアブレイダブルコーティング切削チップ１８は少なくとも４つの平坦面７２から成っていてもよい。このような実施形態では、４つの平坦面７２はそれぞれ切削辺２８によって分離されていて良く、全部で４つの切削辺２８が生じる。別の実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８は、４つ以上の平坦面を、又は４つ未満の平坦面を含んでいて良く、同様に４つ以上又は未満の切削辺２８を含んでいてもよい。   As shown in FIGS. 3, 5, and 8, in at least one embodiment, the one or more abradable coated cutting tips 18 are radially opposite the wide bottom 70 coupled to the squealer tip 12. You may have a pyramid shape with the front-end | tip 30 in the outermost edge part. In another embodiment, the plurality of abradable coated cutting tips 18 may each have a pyramid shape. One or more abradable coated cutting tips 18 may be formed from a plurality of flat surfaces 72, where adjacent flat surfaces 72 intersect to form a single cutting edge 28. In one embodiment, the abradable coated cutting tip 18 is formed in a pyramid shape, and the one or more abradable coated cutting tips 18 may comprise at least four flat surfaces 72. In such an embodiment, the four flat surfaces 72 may each be separated by a cutting edge 28, resulting in a total of four cutting edges 28. In another embodiment, the abradable coated cutting tip 18 may include four or more flat surfaces, or fewer than four flat surfaces, as well as four or more cutting edges 28. May be.

隣接するアブレイダブルコーティング切削チップ１８は、スクィーラ先端１２の外面７４で直線７６によって分離されていてもよい。少なくとも１つの実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８は、スクィーラ先端１２の外面７４において、第１の向き７８で位置する複数の直線７６と第２の向き８０で位置する複数の直線７６とによって複数の列に分けられている。この場合、第２の向き８０は第１の向き７８に対して直交している。第１の向き７８と第２の向き８０とは、燃焼排ガス流５０の方向に対して非平行かつ非直交であってもよい。   Adjacent abradable coated cutting tips 18 may be separated by a straight line 76 at the outer surface 74 of the squealer tip 12. In at least one embodiment, the abradable coated cutting tip 18 includes a plurality of straight lines 76 located in the first orientation 78 and a plurality of straight lines 76 located in the second orientation 80 on the outer surface 74 of the squealer tip 12. Is divided into multiple columns. In this case, the second direction 80 is orthogonal to the first direction 78. The first direction 78 and the second direction 80 may be non-parallel and non-orthogonal with respect to the direction of the flue gas flow 50.

少なくとも１つの実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８はスクィーラ先端１２から約５ミルの距離を延びている。約５ミルは約１２５ミクロンである。別の実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８はスクィーラ先端１２から約１０ミルの距離を延びていてよい。約１０ミルは約２５０ミクロンである。さらに別の実施形態では、複数のアブレイダブルコーティング切削チップのうち少なくとも１つはスクィーラ先端１２から１０００ミクロンの距離を延びていてよい。１０００ミクロンは１ミリである。別の実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８はスクィーラ先端１２から少なくとも１２５ミクロンかつ１０２５ミクロン未満の距離を延びていてもよい。少なくとも１つの実施形態では、アブレイダブルコーティング切削チップ１８はスクィーラ先端１２の半径方向外側端部にぎざぎざ面を形成する。   In at least one embodiment, the abradable coated cutting tip 18 extends a distance of about 5 mils from the squealer tip 12. About 5 mils is about 125 microns. In another embodiment, the abradable coated cutting tip 18 may extend a distance of about 10 mils from the squealer tip 12. About 10 mils is about 250 microns. In yet another embodiment, at least one of the plurality of abradable coated cutting tips may extend a distance of 1000 microns from the squealer tip 12. 1000 microns is 1 mm. In another embodiment, the abradable coated cutting tip 18 may extend a distance from the squealer tip 12 of at least 125 microns and less than 1025 microns. In at least one embodiment, the abradable coated cutting tip 18 forms a jagged surface at the radially outer end of the squealer tip 12.

アブレイダブルコーティング切削チップ１８は、ほぼ縦長のブレード３２の先端３８にアブレイダブルコーティング切削チップ１８を機械加工することにより形成されてもよい。特に、アブレイダブルコーティング切削チップ１８の機械加工は、研削又はフライス加工により形成されてもよい。研削又はフライス加工は、ピラミッド形のアブレイダブルコーティング切削チップ１８のパターンを製造することができる。   The abradable coated cutting tip 18 may be formed by machining the abradable coated cutting tip 18 at a tip 38 of a substantially longitudinal blade 32. In particular, the machining of the abradable coated cutting tip 18 may be formed by grinding or milling. Grinding or milling can produce a pyramidal abradable coated cutting tip 18 pattern.

使用中、タービンブレード１０は回転しているロータアッセンブリに連結されていて、リングセグメント２０はタービンブレード１０の半径方向外側の境界を形成する。燃焼排ガス流がタービンブレード１０を通過するとき、タービンブレード１０とリングセグメントとは加熱され熱膨張する。定常運転状態に達する前の起動プロセス中は、タービンブレード１０が回転しているときタービンブレード１０はリングセグメント２０に接してもよい。アブレイダブルコーティング切削チップ１８は、リングセグメント２０の半径方向内側面上のアブレイダブルコーティングに切り込み、タービンブレード１０から延在するアブレイダブルコーティング切削チップ１８に対応する外形を形成する。このようにして、タービンブレード１０の外形は、リングセグメント２０においてスイープされた外形に正確に対応するので、クリアランスコントロールは改善される。静止した構成部品上のアブレイダブル材料を刻む又は切り込むブレード先端の能力が向上することにより、改善されたクリアランスコントロールが、エンジン効率及び出力を向上させる。   In use, the turbine blade 10 is connected to a rotating rotor assembly and the ring segment 20 forms a radially outer boundary of the turbine blade 10. When the flue gas stream passes through the turbine blade 10, the turbine blade 10 and the ring segment are heated and thermally expanded. During the startup process before reaching steady state operation, the turbine blade 10 may contact the ring segment 20 as the turbine blade 10 is rotating. The abradable coated cutting tip 18 cuts into the abradable coating on the radially inner surface of the ring segment 20 to form an outline corresponding to the abradable coated cutting tip 18 extending from the turbine blade 10. In this way, the clearance control is improved because the outer shape of the turbine blade 10 corresponds exactly to the outer shape swept in the ring segment 20. Improved clearance control improves engine efficiency and power by increasing the ability of the blade tip to cut or cut abradable material on stationary components.

上記説明は、本発明を例示、説明及び記述するという目的で提供されている。これらの実施の形態に対する変更及び適応は、当業者に明らかになるであろうし、本発明の範囲又は思想から逸脱することなく成し得るものである。   The foregoing description is provided for purposes of illustration, description and description of the invention. Changes and adaptations to these embodiments will be apparent to those skilled in the art and may be made without departing from the scope or spirit of the invention.

Claims (14)

全体的に細長いブレード（３２）であって、前縁（３４）と、後縁（３６）と、第１の端部（１４）における先端（３８）と、前記ブレード（３２）を支持し前記ブレード（３２）をディスクに連結するために前記第１の端部（１４）のほぼ反対側に位置する第２の端部（４４）で前記ブレード（３２）に連結されている根元部（４２）と、を有しているブレード（３２）と、
前記第１の端部で前記先端（３８）に連結されているスクィーラ先端（１２）であって、該スクィーラ先端（１２）は、複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）を含んでいて、該切削チップ（１８）は、前記スクィーラ先端（１２）から、前記全体的に細長いブレード（３２）の半径方向外側に位置するリングセグメント（２０）に向かって半径方向に延在している、スクィーラ先端（１２）と、
を特徴とする、タービンブレード（１０）。 A generally elongated blade (32) comprising a leading edge (34), a trailing edge (36), a tip (38) at a first end (14), and supporting said blade (32) A root (42) connected to the blade (32) at a second end (44) located substantially opposite the first end (14) for connecting the blade (32) to the disk. A blade (32) having
A squealer tip (12) connected to the tip (38) at the first end, the squealer tip (12) comprising a plurality of abradable coated cutting tips (18); The cutting tip (18) extends radially from the squealer tip (12) towards a ring segment (20) located radially outward of the generally elongated blade (32). A tip (12);
A turbine blade (10), characterized by: 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は、前記スクィーラ先端（１２）と前記リングセグメント（２０）との間の燃焼排ガス流（５０）に対してほぼ直交して延在している、アブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の少なくとも２つの列（４６，４８）内に形成されていて、アブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の第２の列（４８）は、アブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の第１の列（４６）の下流に位置していて、前記燃焼排ガス流（５０）に直交して、アブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の前記第１の列（４６）に対してずらされている、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   The plurality of abradable coated cutting tips (18) extend substantially perpendicular to the flue gas flow (50) between the squealer tip (12) and the ring segment (20), Formed in at least two rows (46, 48) of the abradable coated cutting tip (18), the second row (48) of the abradable coated cutting tip (18) is abradable coated cutting The first row (46) of abradable coated cutting tips (18) located downstream of the first row (46) of tips (18) and orthogonal to the flue gas stream (50). The turbine blade (10) of claim 1, wherein the turbine blade (10) is offset with respect to. 少なくとも１つの前記アブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は、前記スクィーラ先端（１２）から前記少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の最も外側の先端（３０）まで延在している少なくとも１つの切削辺（５４）を有している、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   At least one of the abradable coated cutting tips (18) extends from the squealer tip (12) to at least the outermost tip (30) of the at least one abradable coated cutting tip (18). The turbine blade (10) of any preceding claim, wherein the turbine blade (10) has one cutting edge (54). 少なくとも１つの前記アブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は、前記スクィーラ先端（１２）から前記少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の最も外側の先端（３０）まで延在している少なくとも３つの切削辺（５４）を有しており、第１の切削辺（５４）は、前記少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の上流側（５６）に位置しており、第２の切削辺（５８）は、前記少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の前記上流側（５６）と下流側（６２）との間の第１の交差部分（６０）で、前記スクィーラ先端（１２）から前記少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の前記最も外側の先端（３０）まで延在しており、第３の切削辺（６４）は、前記少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の前記上流側（５６）と前記下流側（６２）との間の第２の交差部分（６６）で、前記スクィーラ先端（１２）から前記少なくとも１つのアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）の前記最も外側の先端（３０）まで延在しており、前記第２の交差部分（６６）は、第１の側（６８）の前記チップ（１８）の反対側にある、請求項３記載のタービンブレード（１０）。   At least one of the abradable coated cutting tips (18) extends from the squealer tip (12) to at least the outermost tip (30) of the at least one abradable coated cutting tip (18). It has three cutting edges (54), the first cutting edge (54) is located upstream (56) of the at least one abradable coated cutting tip (18), and the second cutting edge (54) The cutting edge (58) of the at least one abradable coated cutting tip (18) is a first intersection (60) between the upstream side (56) and the downstream side (62) of the squealer. Extending from a tip (12) to the outermost tip (30) of the at least one abradable coated cutting tip (18); The cutting edge (64) of the at least one abradable coated cutting tip (18) at a second intersection (66) between the upstream side (56) and the downstream side (62); Extending from a squealer tip (12) to the outermost tip (30) of the at least one abradable coated cutting tip (18), the second intersection (66) is a first side A turbine blade (10) in accordance with Claim 3 on the opposite side of said tip (18) of (68). 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）のうち少なくとも１つはピラミッド形状を有している、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) of any preceding claim, wherein at least one of the plurality of abradable coated cutting tips (18) has a pyramid shape. 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）のうち少なくとも１つは前記スクィーラ先端（１２）から少なくとも１２５ミクロンの距離を延びている、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) of any preceding claim, wherein at least one of the plurality of abradable coated cutting tips (18) extends a distance of at least 125 microns from the squealer tip (12). 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）のうち少なくとも１つは前記スクィーラ先端（１２）から少なくとも２５０ミクロンの距離を延びている、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) of any preceding claim, wherein at least one of the plurality of abradable coated cutting tips (18) extends a distance of at least 250 microns from the squealer tip (12). 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）のうち少なくとも１つは前記スクィーラ先端（１２）から１０００ミクロンの距離まで延びている、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) of any preceding claim, wherein at least one of the plurality of abradable coated cutting tips (18) extends from the squealer tip (12) to a distance of 1000 microns. 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は前記スクィーラ先端（１２）の半径方向外側端部にぎざぎざ面を形成する、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) of any preceding claim, wherein the plurality of abradable coated cutting tips (18) form a jagged surface at a radially outer end of the squealer tip (12). 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）のうち少なくとも１つは複数の平坦面（７２）から形成されており、隣接する平坦面（７２）は交差して１つの切削辺（２８）を形成する、請求項１記載のタービンブレード（１０）。   At least one of the plurality of abradable coated cutting tips (18) is formed of a plurality of flat surfaces (72), and adjacent flat surfaces (72) intersect to form one cutting edge (28). The turbine blade (10) of claim 1, wherein the turbine blade (10) is formed. 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）のうち少なくとも１つは、少なくとも４つの平坦面（７２）から形成されている、請求項１０記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) of claim 10, wherein at least one of the plurality of abradable coated cutting tips (18) is formed from at least four flat surfaces (72). 隣接するアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は、前記スクィーラ先端（１２）の外面（７４）で直線（７６）によって分離されている、請求項１０記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) of claim 10, wherein adjacent abradable coated cutting tips (18) are separated by a straight line (76) at an outer surface (74) of the squealer tip (12). 前記複数のアブレイダブルコーティング切削チップ（１８）は、前記スクィーラ先端（１２）の外面（７４）において、第１の向き（７８）で位置する複数の直線（７６）と第２の向き（８０）で位置する複数の直線（７６）とによって複数の列に分けられており、前記第２の向き（８０）は前記第１の向き（７８）に対して直交している、請求項１０記載のタービンブレード（１０）。   The plurality of abradable coated cutting tips (18) have a plurality of straight lines (76) and second orientations (80) positioned in a first orientation (78) on an outer surface (74) of the squealer tip (12). The second direction (80) is orthogonal to the first direction (78). Turbine blade (10). 前記第１の向き（７８）と前記第２の向き（８０）とは、燃焼排ガス流（５０）の方向に対して非平行かつ非直交である、請求項１３記載のタービンブレード（１０）。   The turbine blade (10) according to claim 13, wherein the first orientation (78) and the second orientation (80) are non-parallel and non-orthogonal to the direction of the flue gas flow (50).
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