JP3884508B2 - ロータ組立体用ロータブレード - Google Patents
ロータ組立体用ロータブレード Download PDFInfo
- Publication number
- JP3884508B2 JP3884508B2 JP21404396A JP21404396A JP3884508B2 JP 3884508 B2 JP3884508 B2 JP 3884508B2 JP 21404396 A JP21404396 A JP 21404396A JP 21404396 A JP21404396 A JP 21404396A JP 3884508 B2 JP3884508 B2 JP 3884508B2
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- passage
- rotor blade
- damper
- airfoil
- cooling 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.)
- Expired - Fee Related
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
- F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
-
- 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
- F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
-
- Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/50—Vibration damping features
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Description
【発明の技術分野】
本発明は、一般にはロータブレードに関し、更に詳細には、ロータブレードの振動を減衰する装置に関する。
【0002】
【発明の背景】
軸流タービンエンジンにおけるタービンセクション及び圧縮機セクションは一般にロータ組立体を包含し、このロータ組立体は回転ディスク及びこの回転ディスクの外周まわりに取付けられている複数のロータブレードを包含する。そして、各ロータブレードは、根元と、エアフォイルと、これら根元とエアフォイルとの間の移行部に設けられているプラットホームとを包含する。各ロータブレードの根元は、ディスクに形成されてロータブレード根元と補形し合う形状のくぼみに受け入れられる。また、各ロータブレードのプラットホームは横方向外向きに延び、集合してロータ段を通過する流体のための流路を形成する。各ロータブレードの前方の縁は一般に前縁と称され、また後方の縁は後縁と称されている。なお、前方とはエンジンを通過するガス流れにおいて後方の上流側と定義されている。
【0003】
しかして、タービンエンジンの作動中、ロータブレードは多数の異なる押込み作用(フォーシングファンクション)によって振動を起こす。すなわち、例えばガス温度、圧力及び/又は密度の変化によって、ロータ組立体の全体、特にロータブレードのエアフォイルに振動が生じる。上流のタービンセクション及び/又は圧縮機セクションを周期的に、すなわち“脈動”して出るガスも、また、好ましくない振動を生じさせる。このような振動を弱らせないままにしておくと、振動によってロータブレードが早期に疲労し、その結果ロータブレードの寿命サイクルが短くなる。
【0004】
ロータブレードは、振動を減衰して除去することができる。例えば、摩擦ダンパをロータブレードのエアフォイルの外面に取付けたり、又はロータブレードの根元に設けたエアフォイルへの冷却空気入口導管を通してダンパをエアフォイル内に挿入することが知られている。しかし、摩擦ダンパをエアフォイルの外面に取付ける方法は、ダンパがエンジン内の過酷な腐食環境にさらされるという欠点がある。そして、ダンパが腐食をし始めるとすぐに、その効力が低下してしまう。また、ダンパが腐食によってエアフォイルから分離した場合には、ダンパが異物となって下流に損傷を与えてしまう。このため、ダンパをエアフォイルの外面に形成したポケットに収容し、これによりダンパを過酷な環境から保護するようにすることも知られている。しかし、この方法にあっては、多くの場合、ダンパをポケットとポケット蓋との間で偏倚しなければならず、そのためダンパがポケット内で摩擦により摩耗するにしたがってダンパの効力が減少してしまう。
【0005】
次に他の一般的な減衰方法、すなわち、ロータブレードの根元に設けたエアフォイルへの冷却空気入口導管を通してダンパをエアフォイル内に挿入する方法も、また、欠点を有する。すなわち、エアフォイルへの冷却空気入口導管を通して挿入されるダンパは該冷却空気入口導管及びエアフォイル内の冷却通路をよけるのに十分なたわみ性を有していなければならない。例えば、ダンパをロータブレードの前縁又は後縁の近くにする必要がある場合には、ダンパは前縁又は後縁に向って曲がり、それから前縁又は後縁に沿って後退するのに十分なたわみ性を有していなければならない。しかしながら、たわみ性は一般にばね定数と逆に関係するものである。すなわち、ばねのたわみ性を増加すると、ばねの強さ及びそれ故ダンパの効力が減少する。また、エアフォイルへの冷却空気入口導管内に挿入されたダンパはロータブレードに入る冷却空気が通過する断面積を減少する。
【0006】
以上述べたことから、ロータブレードの振動を有効に減衰すると共に、容易に取付け、取外しされ、かつロータブレードの冷却の低下を最少にする振動減衰装置が要望されている。
【0007】
【発明の開示】
本発明は、このような要望に応じてなされたものである。したがって、本発明の目的は、ロータブレードの振動を有効に減衰する装置を包含するロータ組立体用ロータブレードを提供することにある。
【0008】
本発明の他の目的は、容易に取付け、取外しされるロータブレード振動減衰装置を提供することにある。
【0009】
本発明の更に他の目的は、ロータブレード内の冷却空気の流れを妨げることのないロータブレード振動減衰装置を提供することにある。
【0010】
本発明の更に他の目的は、ロータブレードの冷却を促進するロータブレード振動減衰装置を提供することにある。
【0011】
以上述べた目的を達成するために、本発明によれば、次に述べるようなロータ組立体用ロータブレードが提供される。すなわち、ロータ組立体用ロータブレードは、根元と、エアフォイルと、プラットホームと、ダンパとを包含する。そして、エアフォイルは少なくともひとつの空洞を包含する。また、プラットホームは、根元とエアフォイルとの間においてロータブレードから横方向外向きに延び、エアフォイル側、根元側及びこのプラットホームの根元側とエアフォイルの空洞との間に延びる穴を有する。更に、ダンパはこの穴及び空洞内に収容される。そして、このダンパとエアフォイルの空洞の表面との間の摩擦によりロータブレードの振動を減衰する。
【0012】
以上述べた本発明のひとつの利益は、ダンパがロータブレードのプラットホームの根元側からエアフォイル内に挿入されることにより、より剛性のあるダンパを使用できることにある。すなわち、従来技術の多くの内部ダンパの剛性は、しばしば、ダンパを挿入するのに通過させねばならない通路によって制限されている。これに対し、本発明によれば、ダンパをプラットホームの下から挿入することができる。したがって、ダンパを、エアフォイルへの冷却空気入口導管から離れるように曲げてからエアフォイルの前縁又は後縁に向って後退させることなく、エアフォイルの前縁又は後縁に隣接して位置させることができる。
【0013】
本発明の他の利益は、ダンパがロータブレードのエアフォイルへの冷却空気入口導管にいかなるスペースも要求しないことである。当業者であれば、エアフォイルへの冷却空気入口導管が特に冷却空気流れを多数の異なる空洞に分けるための多数の隔壁によって限定されていることを知っているであろう。そして、幾つかの従来例においては、この区域にダンパを設置することにより、最適ではない隔壁の配列を強制させられている。したがって、ダンパのために必要なスペースを除去するか、又は減衰作用の一部分をどこかほかの場所に移すことによって前記スペースを最小にすることは利益のあることである。
【0014】
本発明の更に他の利益は、ダンパへのアクセスが改良され、これによりダンパの取外し及び取替えが容易となることである。
【0015】
本発明の更に他の利益は、ダンパがロータブレードのエアフォイルの冷却を促進する手段を包含できることである。
【0016】
本発明の以上述べた目的、特徴及び利益は添付図面を参照して詳述する下記の最良の実施の形態についての説明から一層明らかになるであろう。
【0017】
【発明を実施するための最良の形態】
図1を参照するに、ガスタービンエンジン用ロータブレード組立体8は、ディスク10と、複数のロータブレード12とを有する。ディスク10は、このディスク10の外周まわりに形成された複数のくぼみ14と、回転中心線16とを包含し、この中心線16のまわりをディスク10が回転する。各ロータブレード12は、根元18と、エアフォイル20と、プラットホーム22と、ダンパ24(図2を参照)とを包含する。各ロータブレード12は、また、ディスク10の回転中心線16と垂直にしてロータブレード12を通過する半径方向中心線26を包含する。根元18は、ディスク10のひとつのくぼみ14の幾何学的形状と補形し合う幾何学的形状を有する。このような形状として、クリスマスツリー形が一般に知られていると共に、現在広く使用されている。図2に見ることができるように、根元18は更に複数の冷却空気入口導管30を包含し、これらの導管30を通して冷却空気が根元18内に入り、それからエアフォイル20内を通過する。
【0018】
再び図2を参照するに、ロータブレード12のエアフォイル20は、基部32と、チップ34と、前縁36と、後縁38と、第1の空洞40と、第2の空洞42と、これら第1の空洞40と第2の空洞42との間の通路44とを包含する。そして、このエアフォイル20は、基部32からチップ34に向って内向きにテーパしている。すなわち、基部32における翼弦長さはチップ34における翼弦長さよりも大きい。第1の空洞40は第2の空洞42の前方に位置し、第2の空洞42は後縁38に隣接している。なお、エアフォイル20は図2に示される2つの空洞よりも多くの空洞を包含することができ、これら追加の空洞は第1の空洞40の前方に位置される。第1の空洞40は、冷却空気を流出するためにエアフォイル20の壁を貫通して延びる複数の穴46を包含する。同様に、第2の空洞42も、冷却空気を流出するために後縁38に沿って設けられた複数の穴48を包含する。また、プラットホーム22は、根元18とエアフォイル20との間においてロータブレードから横方向外向きに延び、エアフォイル側45a、根元側45b及びこの根元側とエアフォイル20の空洞40、42との間に延びる穴49を有する。
【0019】
次に図2及び図3の(A)〜(D)を参照するに、本発明の好適な実施例によれば、第1の空洞40と第2の空洞42との間の通路44は、エアフォイル20の基部32からチップ34にまで実質的に延びる一対の壁50を包含する。これら壁50の一方又は両方は、第1の空洞40から第2の空洞42への方向に他方の壁50に向って収れんする。通路44の中心線43は、ロータブレード12の半径方向中心線26からαだけそらされ、その結果通路44のチップ端52は通路44の基部端54よりも半径方向中心線26に接近している。また、一対のタブ56(図3の(A)〜(D)を参照)が、第1の空洞40内に通路44と隣接して設けられ、ダンパ24を通路44内に維持している。更に、冷却フィンとして働く複数のリブ57(図2を参照)が通路44のチップ端52に設けられている。
【0020】
次に図3の(A)〜(D)、図4及び図5を参照するに、ダンパ24はヘッド58と本体60とを包含し、本体60は長さ62と、前面64と、後面66と、一対の支え面68とを有する。ヘッド58は、本体60の一方端に固定されている。そして、このヘッド58はヘッド58とロータブレード12との間を密封する“O”形のシール69を包含する。本体60は種々の横断面形状を有することができ、例えば限定されるものではないが、図3の(A)及び(D)に示される台形、又は図3の(B)に示されるわん曲面を有する形状、若しくは図3の(C)に示される“U”形の形状とされる。一対の支え面68は、本体60の長さ62に沿って、前面64と後面66との間に延びている。これら支え面68の一方又は両方は、第1の空洞40と第2の空洞42との間の通路44の収れん壁50と同様に、他方の支え面68に向って収れんしている。通路50と支え面68との同様な幾何学的形状により、本体60を通路44内に収容して、通路44の壁50を接触させることができる。
【0021】
ダンパ24の本体60は、更に、開口70を包含し、この開口70を通して冷却空気が第1の空洞40と第2の空洞42との間を流れることができる。一実施例によれば、この開口70は一方又は両方の支え面68に設けられた複数のみぞ72から成る(図3の(B)、(D)及び図4を参照)。これらのみぞ72は、前面64と後面66との間に延びていると共に、本体60の長さ62に沿って間隔を置かれている。他の実施例によれば、開口は複数の穴74から成り、これらの穴74は本体60に設けられ、前面64と後面66との間に延びていると共に、本体60の長さ62に沿って間隔を置かれている(図3の(A)、(C)及び図5を参照)。組立において、ダンパ24は、エアフォイル20の第1の空洞40と第2の空洞42との間の通路44の中に、プラットホーム22の根元側45bと空洞40、42間の通路44との間に延びる穴49を通して挿入される。このようにプラットホーム22を通してダンパ24を挿入することにより、ロータブレード12の根元18に設けたエアフォイル20への冷却空気入口導管30を通してダンパ24を挿入することに付随して生じる前述した欠点が除去される。なお、クリップ76がダンパ24をロータブレード12内に維持するために取付けられる。
【0022】
再び図1及び図2を参照するに、定常作動状態の下では、ガスタービンエンジン内のロータ組立体8はエンジンを通過する中心(コア)ガス流れによって回転させられる。この場合、高温の中心ガス流れはロータ組立体8のロータブレード12に衝突し、相当量の熱エネルギを各ロータブレード12に通常不均一に伝達する。この熱エネルギの一部分を放散するために、冷却空気が各ロータブレード12の根元18内の導管30(図2を参照)内に通される。そして、この導管30から冷却空気の一部分が第1の空洞40内に進み、ダンパ24に接触する。このダンパ24の開口70、すなわちみぞ72又は穴74(図3の(A)〜(D)を参照)は、冷却空気を第2の空洞42に進ませる通路を形成する。
【0023】
次に図3の(A)〜(D)を参照するに、ダンパ24の支え面68は通路44の壁50に接触する。すなわち、ダンパ24は第1の空洞40と第2の空洞42との間の圧力差によって通路44の壁50に強制的に接触させられる。更に詳述すると、第1の空洞40内の高い方のガス圧力は、通路44の壁55の方向においてダンパ24に対して作用する垂直の力を与える。そして、ロータ組立体8のディスク10がその回転中心線16(図1を参照)のまわりを回転させられることにより生じる遠心力が、また、ダンパ24に作用する。通路44がロータブレード12の半径方向中心線26に関してそらされていること、及びこの通路44内にダンパ24が収容されていることにより、ダンパ24に作用する遠心力の分力が通路44の壁50の方向に作用する。すなわち、この遠心力の分力が通路44の壁50(再び図2を参照)の方向においてダンパ24に対して追加の垂直力として作用する。
【0024】
冷却空気を第1の空洞40と第2の空洞42との間に通すようにするダンパ24の開口70(すなわち、みぞ72又は穴74)は、種々の方向に向けることができる。特定の適用のために選択される開口70(すなわち、みぞ72又は穴74)の幾何学的形状及び位置は、所望する冷却の方式に依存する。例えば、図3の(B)は空洞40と空洞42との間の通路44の壁50の曲率と同じ曲率を持つ支え面68を有するダンパ24を示している。そして、このわん曲支え面68に設けられたみぞ72が冷却空気を壁50に沿って導き、これにより壁50を対流冷却する。選択的に、図3の(D)に示されるように、もし通路44の壁50及びダンパ24の支え面68の収れん角度78が十分に大きい場合には、通路44の壁50に沿って導びかれた冷却空気を第2の空洞42の壁80に衝突させることができる。また、ダンパ24に設けられた穴74は、冷却空気を第2の空洞42の壁80に沿って、又は第2の空洞42の中央部に、若しくは第2の空洞42の壁80に衝突するように導びくように方向決めすることができる。図3の(C)は、冷却空気を第2の空洞42の中央部に直接導く冷却空気穴74を示している。また、図3の(A)は穴74が冷却空気を第2の空洞42の壁80に衝突させるように設けられている通路44の壁50及びダンパ24の支え面68を示している。
【0025】
以上本発明をその実施例に関して図示し詳述してきたけれども、本発明の精神及び範囲を逸脱することなく、その形態及び詳部においてさまざまな変更ができることは当業者にとって理解されるであろう。例えば、前述した発明を実施するための最良の形態によれば、ダンパ24を第1の空洞40と第2の空洞42との間に設け、該第2の空洞42をエアフォイル20の後縁38に隣接するようにしている。しかし、これに代えて、ダンパ24をもっぱら減衰目的のために単一の空洞に設けることもできる。更に、ダンパ24をプラットホーム22を通してエアフォイル20内に挿入し、エアフォイル20の前縁36に隣接するようにすることもできる。
【図面の簡単な説明】
【図1】本発明によるロータブレードを備えたロータ組立体の一部分を示す斜視図である。
【図2】本発明によるロータブレードの一例を示す断面図である。
【図3】(A)、(B)、(C)及び(D)は本発明の4つの異なる実施例を示す、ロータブレードの一部分の断面図である。
【図4】本発明によってロータブレード内に設けられるダンパの一例を示す斜視図であって、このダンパは複数のみぞを有している。
【図5】本発明によってロータブレード内に設けられるダンパの他の例を示す斜視図であって、このダンパは複数の穴を有している。
【符号の説明】
8 ロータ組立体
10 ディスク
12 ロータブレード
14 くぼみ
16 回転中心線
18 根元
20 エアフォイル
22 プラットホーム
24 ダンパ
26 ロータブレードの半径方向中心線
30 冷却空気入口導管
32 基部
34 チップ
36 前縁
38 後縁
40 第1の空洞
42 第2の空洞
43 通路の中心線
44 通路
45a エアフォイル側
45b 根元側
46 穴
48 穴
49 穴
50 壁
52 チップ端
54 基部端
56 タブ
57 リブ
58 ヘッド
60 本体
62 長さ
64 前面
66 後面
68 支え面
69 シール
70 開口
72 みぞ
74 穴
76 クリップ
78 収れん角度
80 壁
Claims (7)
- ディスクを有するロータ組立体用のロータブレードにおいて、前記ロータブレードを前記ディスクに固定する根元と、基部、チップ及び少なくともひとつの冷却通路を有するエアフォイルと、前記根元と前記エアフォイルとの間において前記ロータブレードから横方向外向きに延び、エアフォイル側、根元側及びこの根元側と前記冷却通路との間に延びる穴を有するプラットホームと、ダンパとを包含し、前記ダンパが前記穴及び前記冷却通路内に収容され、前記ダンパと前記冷却通路の表面との間の摩擦により前記ロータブレードの振動を減衰するように設けられており、
前記エアフォイルが、更に、前縁と後縁とを包含するとともに、第1の冷却通路と、前記後縁に隣接する第2の冷却通路と、前記第1の冷却通路から前記第2の冷却通路にまで第1の角度で収れんする壁を有して、これら第1の冷却通路と第2の冷却通路とを接続する通路とを包含し、前記ダンパが前記通路内に収容されており、
前記ダンパが、更に、前面と、後面と、これら前面と後面との間に延びる一対の支え面とを包含し、これらの支え面が前記前面から前記後面にまで前記通路の壁の前記第1の角度と実質的に同じ第2の角度で互いに向って収れんしていることを特徴とするロータブレード。 - 請求項1記載のロータブレードにおいて、前記ロータ組立体が回転軸線を有すると共に、前記ロータブレードが半径方向中心線を有し、かつ前記通路が前記ロータブレードの半径方向中心線からそらされて、前記通路と前記半径方向中心線との間の距離が前記エアフォイルのチップ部におけるよりも前記エアフォイルの基部における方を大きくされ、前記回転軸線まわりの前記ロータ組立体の回転により、前記ダンパを遠心力により半径方向外向きに付勢して、前記通路の収れん壁に接触させるようにしたことを特徴とするロータブレード。
- 請求項2記載のロータブレードにおいて、前記ダンパが前記第1の冷却通路から前記第2の冷却通路へのガス通路手段を包含することを特徴とするロータブレード。
- 請求項3記載のロータブレードにおいて、前記ガス通路手段が複数の穴から成ることを特徴とするロータブレード。
- 請求項3記載のロータブレードにおいて、前記ガス通路手段が前記支え面に設けられた複数のみぞから成ることを特徴とするロータブレード。
- 請求項1記載のロータブレードにおいて、前記ダンパが前記第1の冷却通路から前記第2の冷却通路へのガス通路手段を包含することを特徴とするロータブレード。
- 請求項1記載のロータブレードにおいて、前記エアフォイルが前記通路に隣接して前記第1の冷却通路内に延びる複数のタブを包含し、これらのタブは前記ダンパが前記通路から前記第1の冷却通路内に動くのを防止することを特徴とするロータブレード。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US08/509,259 | 1995-07-31 | ||
US08/509,259 US5820343A (en) | 1995-07-31 | 1995-07-31 | Airfoil vibration damping device |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPH09105307A JPH09105307A (ja) | 1997-04-22 |
JP3884508B2 true JP3884508B2 (ja) | 2007-02-21 |
Family
ID=24025893
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP21404396A Expired - Fee Related JP3884508B2 (ja) | 1995-07-31 | 1996-07-26 | ロータ組立体用ロータブレード |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US5820343A (ja) |
EP (1) | EP0757160B1 (ja) |
JP (1) | JP3884508B2 (ja) |
DE (1) | DE69624420T2 (ja) |
Families Citing this family (47)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
GB9906450D0 (en) * | 1999-03-19 | 1999-05-12 | Rolls Royce Plc | Aerofoil blade damper |
EP1250516B1 (en) * | 2000-01-06 | 2010-08-04 | Damping Technologies, Inc. | Turbine engine damper |
US6607359B2 (en) | 2001-03-02 | 2003-08-19 | Hood Technology Corporation | Apparatus for passive damping of flexural blade vibration in turbo-machinery |
US6471484B1 (en) | 2001-04-27 | 2002-10-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for damping rotor assembly vibrations |
US6974308B2 (en) | 2001-11-14 | 2005-12-13 | Honeywell International, Inc. | High effectiveness cooled turbine vane or blade |
US6752594B2 (en) | 2002-02-07 | 2004-06-22 | The Boeing Company | Split blade frictional damper |
US6699015B2 (en) * | 2002-02-19 | 2004-03-02 | The Boeing Company | Blades having coolant channels lined with a shape memory alloy and an associated fabrication method |
US6676380B2 (en) | 2002-04-11 | 2004-01-13 | The Boeing Company | Turbine blade assembly with pin dampers |
US6685435B2 (en) | 2002-04-26 | 2004-02-03 | The Boeing Company | Turbine blade assembly with stranded wire cable dampers |
US6969239B2 (en) | 2002-09-30 | 2005-11-29 | General Electric Company | Apparatus and method for damping vibrations between a compressor stator vane and a casing of a gas turbine engine |
DE10356237A1 (de) * | 2003-12-02 | 2005-06-30 | Alstom Technology Ltd | Dämpfungsanordnung für eine Schaufel einer Axialturbine |
US6929451B2 (en) * | 2003-12-19 | 2005-08-16 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade with vibration damping device |
US7033140B2 (en) * | 2003-12-19 | 2006-04-25 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade with vibration damping device |
US7125225B2 (en) | 2004-02-04 | 2006-10-24 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade with vibration damping device |
AU2004240227B2 (en) * | 2004-02-13 | 2007-01-18 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade with vibration damping device |
US7121801B2 (en) * | 2004-02-13 | 2006-10-17 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade with vibration damping device |
US7217093B2 (en) * | 2004-05-27 | 2007-05-15 | United Technologies Corporation | Rotor blade with a stick damper |
US7195448B2 (en) | 2004-05-27 | 2007-03-27 | United Technologies Corporation | Cooled rotor blade |
EP1653046A1 (de) * | 2004-10-26 | 2006-05-03 | Siemens Aktiengesellschaft | Gekühlte Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Einstellung des Durchflussvolumens eines Kühlmediums |
US7413405B2 (en) * | 2005-06-14 | 2008-08-19 | General Electric Company | Bipedal damper turbine blade |
US7467922B2 (en) * | 2005-07-25 | 2008-12-23 | Siemens Aktiengesellschaft | Cooled turbine blade or vane for a gas turbine, and use of a turbine blade or vane of this type |
US7270517B2 (en) * | 2005-10-06 | 2007-09-18 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade with vibration damper |
US7721844B1 (en) | 2006-10-13 | 2010-05-25 | Damping Technologies, Inc. | Vibration damping apparatus for windows using viscoelastic damping materials |
US8082707B1 (en) | 2006-10-13 | 2011-12-27 | Damping Technologies, Inc. | Air-film vibration damping apparatus for windows |
US7806410B2 (en) | 2007-02-20 | 2010-10-05 | United Technologies Corporation | Damping device for a stationary labyrinth seal |
US7736124B2 (en) * | 2007-04-10 | 2010-06-15 | General Electric Company | Damper configured turbine blade |
US7824158B2 (en) * | 2007-06-25 | 2010-11-02 | General Electric Company | Bimaterial turbine blade damper |
US20100008759A1 (en) * | 2008-07-10 | 2010-01-14 | General Electric Company | Methods and apparatuses for providing film cooling to turbine components |
US8292583B2 (en) * | 2009-08-13 | 2012-10-23 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade having a constant thickness airfoil skin |
US8579593B2 (en) * | 2009-11-06 | 2013-11-12 | Siemens Energy, Inc. | Damping element for reducing the vibration of an airfoil |
US20120107546A1 (en) * | 2010-10-28 | 2012-05-03 | Gm Global Technology Operations, Inc. | Coulomb damping and/or viscous damping insert using ultrasonic welding |
US8105039B1 (en) | 2011-04-01 | 2012-01-31 | United Technologies Corp. | Airfoil tip shroud damper |
US8915718B2 (en) * | 2012-04-24 | 2014-12-23 | United Technologies Corporation | Airfoil including damper member |
US9121288B2 (en) | 2012-05-04 | 2015-09-01 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with tuned damping structure |
US10697303B2 (en) | 2013-04-23 | 2020-06-30 | United Technologies Corporation | Internally damped airfoiled component and method |
EP2851510A1 (de) * | 2013-09-24 | 2015-03-25 | Siemens Aktiengesellschaft | Schaufel für eine Strömungsmaschine |
US10914320B2 (en) | 2014-01-24 | 2021-02-09 | Raytheon Technologies Corporation | Additive manufacturing process grown integrated torsional damper mechanism in gas turbine engine blade |
US9645120B2 (en) | 2014-09-04 | 2017-05-09 | Grant Nash | Method and apparatus for reducing noise transmission through a window |
FR3040447B1 (fr) * | 2015-08-28 | 2018-07-27 | Snecma | Diffuseur de compresseur radial a amortissement de vibrations |
US10577940B2 (en) | 2017-01-31 | 2020-03-03 | General Electric Company | Turbomachine rotor blade |
US11248475B2 (en) * | 2019-12-10 | 2022-02-15 | General Electric Company | Damper stacks for turbomachine rotor blades |
US11187089B2 (en) * | 2019-12-10 | 2021-11-30 | General Electric Company | Damper stacks for turbomachine rotor blades |
US11572791B1 (en) | 2022-01-12 | 2023-02-07 | General Electric Company | Vibration damping system for turbine nozzle or blade using damper pins with wire mesh members 1HEREON |
US11634991B1 (en) | 2022-01-12 | 2023-04-25 | General Electric Company | Vibration damping system for turbine nozzle or blade using elongated body and wire mesh member |
US11519276B1 (en) | 2022-01-12 | 2022-12-06 | General Electric Company | Vibration damping system for turbine blade or nozzle, retention system therefor, and method of assembly |
US11976565B2 (en) | 2022-07-27 | 2024-05-07 | Ge Infrastructure Technology Llc | Nested damper pin and vibration dampening system for turbine nozzle or blade |
US12006831B1 (en) * | 2023-06-29 | 2024-06-11 | Ge Infrastructure Technology Llc | Damper element with spring-suspended bearing member for vibration dampening system for turbine blade |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
CA582411A (en) * | 1959-09-01 | E. Peterson Rudolph | Turbine blade damping device | |
CA492320A (en) * | 1953-04-21 | M. Butcher Edgar | Rotary bladed or like assemblies | |
CA535074A (en) * | 1956-12-25 | G. Thorp Ii Arthur | Blade apparatus | |
GB347964A (en) * | 1929-07-05 | 1931-05-07 | British Thomson Houston Co Ltd | Improvements in and relating to vibration damping devices particularly for turbines, propellers and the like |
CH237453A (de) * | 1942-02-04 | 1945-04-30 | Bmw Flugmotorenbau Ges Mbh | Innengekühlte Turbinenschaufel. |
US2460351A (en) * | 1945-11-30 | 1949-02-01 | Rheem Mfg Co | Rotor blade |
FR1024218A (fr) * | 1950-09-01 | 1953-03-30 | Rateau Soc | Dispositif d'amortissement de vibrations pour pales d'hélices et ailettes de turbomachines |
US2828941A (en) * | 1952-12-24 | 1958-04-01 | United Aircraft Corp | Blade damping means |
US4162136A (en) * | 1974-04-05 | 1979-07-24 | Rolls-Royce Limited | Cooled blade for a gas turbine engine |
US3973874A (en) * | 1974-09-25 | 1976-08-10 | General Electric Company | Impingement baffle collars |
US4188171A (en) * | 1977-08-02 | 1980-02-12 | The Boeing Company | Rotor blade internal damper |
US4329119A (en) * | 1977-08-02 | 1982-05-11 | The Boeing Company | Rotor blade internal damper |
FR2474095B1 (fr) * | 1980-01-17 | 1986-02-28 | Rolls Royce | Dispositif amortisseur de vibrations pour aubes mobiles de moteur a turbine a gaz |
GB2093126B (en) * | 1981-02-12 | 1984-05-16 | Rolls Royce | Rotor blade for a gas turbine engine |
GB2097479B (en) * | 1981-04-24 | 1984-09-05 | Rolls Royce | Cooled vane for a gas turbine engine |
US4526512A (en) * | 1983-03-28 | 1985-07-02 | General Electric Co. | Cooling flow control device for turbine blades |
US5165860A (en) * | 1991-05-20 | 1992-11-24 | United Technologies Corporation | Damped airfoil blade |
US5232344A (en) * | 1992-01-17 | 1993-08-03 | United Technologies Corporation | Internally damped blades |
US5407321A (en) * | 1993-11-29 | 1995-04-18 | United Technologies Corporation | Damping means for hollow stator vane airfoils |
-
1995
- 1995-07-31 US US08/509,259 patent/US5820343A/en not_active Expired - Lifetime
-
1996
- 1996-07-26 JP JP21404396A patent/JP3884508B2/ja not_active Expired - Fee Related
- 1996-07-31 EP EP96305642A patent/EP0757160B1/en not_active Expired - Lifetime
- 1996-07-31 DE DE69624420T patent/DE69624420T2/de not_active Expired - Lifetime
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
JPH09105307A (ja) | 1997-04-22 |
DE69624420T2 (de) | 2003-08-14 |
US5820343A (en) | 1998-10-13 |
EP0757160B1 (en) | 2002-10-23 |
DE69624420D1 (de) | 2002-11-28 |
AU6067496A (en) | 1997-02-06 |
AU698776B2 (en) | 1998-11-05 |
EP0757160A3 (en) | 1999-01-13 |
EP0757160A2 (en) | 1997-02-05 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP3884508B2 (ja) | ロータ組立体用ロータブレード | |
US5558497A (en) | Airfoil vibration damping device | |
EP1602801B1 (en) | Rotor blade with a stick damper | |
JP3789153B2 (ja) | ガスタービンエンジン用ロータ組立体の隣接するブレード間の隙間を密封する装置 | |
JP3338879B2 (ja) | ガスタービンエンジン | |
JP3747387B2 (ja) | タービンエンジンロータ組立体用ロータブレード | |
EP1544413B1 (en) | Cooled rotor blade with vibration damping device | |
JP5230968B2 (ja) | 動翼振動ダンパシステム | |
JP3630428B2 (ja) | 冷却可能なロータアセンブリ | |
JP4035130B2 (ja) | 振動減衰デバイスを備えた冷却式ローターブレード | |
RU2282727C2 (ru) | Фланец диска ротора, несущего лопатки, и его компоновка в газотурбинном двигателе | |
US6283707B1 (en) | Aerofoil blade damper | |
JPH08232602A (ja) | 軸流タービンエンジン用ロータ組立体 | |
US20080056895A1 (en) | Axial turbine | |
JPH10196305A (ja) | タービンブレードの一体型ダンパー/シール | |
JPH0319881B2 (ja) | ||
KR100692229B1 (ko) | 터보기계 및 터보기계 조작 방법 | |
JP5815919B2 (ja) | エンジン構成要素を冷却するための方法及びシステム | |
US7033140B2 (en) | Cooled rotor blade with vibration damping device | |
JP2016536504A (ja) | タービンブレード及びガスタービン |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A977 | Report on retrieval |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A971007 Effective date: 20051111 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20051122 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20060221 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20060224 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20060515 |
|
TRDD | Decision of grant or rejection written | ||
A01 | Written decision to grant a patent or to grant a registration (utility model) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A01 Effective date: 20061024 |
|
A61 | First payment of annual fees (during grant procedure) |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61 Effective date: 20061117 |
|
R150 | Certificate of patent or registration of utility model |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: R150 |
|
FPAY | Renewal fee payment (event date is renewal date of database) |
Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101124 Year of fee payment: 4 |
|
LAPS | Cancellation because of no payment of annual fees |