JP4049866B2 - タービンブレードプラットホームシール - Google Patents

タービンブレードプラットホームシール Download PDF

Info

Publication number
JP4049866B2
JP4049866B2 JP35432597A JP35432597A JP4049866B2 JP 4049866 B2 JP4049866 B2 JP 4049866B2 JP 35432597 A JP35432597 A JP 35432597A JP 35432597 A JP35432597 A JP 35432597A JP 4049866 B2 JP4049866 B2 JP 4049866B2
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
seal
offset
portions
platform
blade
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
Application number
JP35432597A
Other languages
English (en)
Other versions
JPH10196309A (ja
Inventor
エアリー デイヴィッド
エイ.ペランド ナタリー
ピー.ヒューストン デイヴィッド
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Raytheon Technologies Corp
Original Assignee
United Technologies Corp
Priority date (The priority date 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 date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by United Technologies Corp filed Critical United Technologies Corp
Publication of JPH10196309A publication Critical patent/JPH10196309A/ja
Application granted granted Critical
Publication of JP4049866B2 publication Critical patent/JP4049866B2/ja
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Fee Related legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/22Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • YGENERAL 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
    • Y10TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10STECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10S416/00Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
    • Y10S416/50Vibration damping features

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

【0001】
【技術分野】
本発明は、ガスタービンエンジンに関し、より詳細には、タービンロータのシール構成に関するものである。
【0002】
【従来の技術】
典型的なガスタービンエンジンは、長手軸方向に延びた環状の流路を有しており、この環状流路を通して作動流体がコンプレッサ領域と、燃焼器領域と、タービン領域と、を通して流されている。上記タービン領域は、回転する1つ以上のタービンディスクに分散された複数のブレードを有している。各ブレードは、プラットホームと、根本部と、翼と、を有している。それらのブレードの根本部は、上記プラットホームの一つの面から延びていて、その翼は、根本部とは反対側に向かって突き出している。上記翼は、上記作動流体からエネルギーを引き出している。上記タービンディスクは、列となった周辺スロットを有していて、これらの周辺スロットは、それぞれがブレード根本部を収容して、上記ブレードを上記ディスクに保持させている。上記ブレードは、上記ディスクから径方向に向かって延びていて、その根本部は、径方向内側とされ、翼が径方向外側とされている。上記周辺スロットは、互いに離間されていて、互いに隣接したブレードプラットホームの間において、上記長手方向軸に延びたギャップを形成し、上記ブレードプラットホームが、互いに接触・損傷しない様にしている。
【0003】
この際の問題は、上記隣接したブレードプラットホームの間の上記ギャップ内に上記作動媒体がリークすることによって生じる。上記ギャップ内に一度上記作動流体がリークすると、上記作動流体は、上記プラットホームの径方向内側面下側の領域までリークしてしまう。タービン内での上記作動媒体の温度は、概ね上記プラットホーム下側部材が、長時間にわたって安全に耐えられる温度よりも高い。加えて、上記作動媒体は、上記燃焼領域における燃焼プロセスの副生成物である汚染物質を含有しているとともに、これを上記プラットホームへと運んでしまう。これが、上記プラットホームの下側にリークすると、汚染物質は、堆積し、加熱されて侵食やクラックを発生させる。さらには、リークする上記作動流体は、上記翼を迂回してしまうので、上記翼が抽出するエネルギー量を減少させてしまうことになる。
【0004】
シールは、概ね上記リークを低減させるために用いられている。上記シールは、フレキシブル要素であり、上記ギャップをわたるように位置決めされているとともに、隣接するブレードプラットホームの径方向内側面の下側において、これに隣接している。上記シールは典型的には、シールすべき上記内側面の形状に適合されている。
【0005】
上述した上記シールの効果は、互いに隣接したブレードプラットホームの間の径方向内側面がオフセットすると低下することが見出されている。このようなオフセットは、上記シールが上記面に適合する能力を低減させ、その結果としてリークを増加させてしまうことになる。また、上記シールが十分に保持されていないことにもなり、このため上記シールが予期しない変形を受けることになりがちである。その結果、更にリーク量を増大させることとなる。上記オフセットの一例としては、このオフセットが、後述するように上記ブレード翼を空力的に適切な配置とするようにすることによって引き起こされてしまうことによるオフセットを挙げることができる。
【0006】
上記翼の配置は、それ以外のエンジン部品の運転特性に対応するように、その根本部に対して上記翼を配置させることが望ましい。しかしながら、上記エンジン部品の正確な運転特性は、初期エンジン試験までは不明である。明らかに、上記エンジンは、上記ブレードもそうであるが、試験する以前にすでに製造されており、又、上記ブレードは、モールド等による鋳造プロセスによって製造される。これは、上記モールドが、最適な配置が知られる以前に設計される必要があることを意味する。この結果、上記モールドは、概ね上記根本部に対して上記翼を最適に配置させる様にはなっていないことを示す。上記最適配置は、上記初期エンジン試験に際して決定されるのに、上記モールドは、概ね再度設計されるわけではない。そのかわり、その後のブレードは、上記同一のモールドを用いて鋳造され、上記鋳造ブレードの根本部は、その最適な配置を得るようにして機械加工されることになる。このような機械加工等は、上記翼と上記根本の間を相対的に異なった様にして配置させることになるが、通常これを「食い違い(スタッガリング)配置」として参照することとする。
【0007】
このスタッガリング配置の問題点は、上記ブレードプラットホームが異なった配置となってしまうことにある。上記スタッガリングに先立って鋳造されている互いに隣接したブレードプラットホームの面の間では、著しい軸方向のオフセットは無い。しかしながら、スタッガリングさせることによって、上記プラットホームの間の鋳造特性に応じて軸方向のオフセットが生じてしまう。特にこれらの特徴は、径方向に向かって生じる。上記プラットホームの上記径方向外側面は、そのようなオフセットを排除するように機械加工することができるが、上記プラットホームの上記径方向内側面は、上記機械加工の困難性の故に機械加工することができない。
【0008】
【発明の解決しようとする課題】
上記プラットホームの径方向内側面における上記したような軸方向のオフセットがあると、シールがより困難となる。このようなオフセットがある状況下でシールを行うためのこれまでの方法としては、スタッガリングに際して、寸法的に大きな許容度のフラットシールを用いる方法を挙げることができる。上記方法は、上記シールが十分に保持されず、上記プラットホームの上記面に対する一体性を低減させてしまうこととなる。上記シールを上記オフセットしたプラットホーム面に遠心力によって押しつけて一体化させることを期待することもできるが、これは、上記オフセットが著しくない場合には機能しないことが見出されている。この理由としては、上記面の間の上記オフセットは径方向に延びているので、上記シールを上記面と一体化させるために、径方向に向いた力(遠心力)よりも軸方向に向いた著しい力を加える必要があるためである。究極的には、上記従来のシール端部は、不適切ながら浮き上がって変形・ねじれてしまい、さらに大きなリークを生じさせることになる。この結果、互いに隣接したブレードプラットホームの径方向内側面の間に存在するオフセットをシールするために採用できるシールが求められていた。
【0009】
【課題を解決するための手段】
上述した問題点を解決するべく、本発明のシールは、2つの小部分を備えたシール部分を有するシールを提供するものである。上記小部分は、互いに長手軸方向にオフセットしていて、上記シールが互いに長手方向にわたってオフセットした内側プラットホーム面を有する互いに隣接したタービンブレードをシールするようにされている。この際、それぞれのオフセットシーリング小部分は、上記オフセットしたプラットホーム面の対応した一方をシールするようになっている。上記シール小部分の間のオフセットは、概ね上記プラットホーム面の上記オフセットに対応するようにされる。上記シールは、従来のシールが達成していたよりも遥かに上記オフセット面に対して密着すると共に、より一体性を発揮することとなる。このことによって、シール特性を改善し、リークを低減させることができる。また、上記シールに対する支持体も所望しない変形が低減されるように改善でき、シールの有効性が保持されるようになっている。
【0010】
最も好適な実施例では、上記シールは、2つのシール部分を有しており、それぞれの部分はオフセットした小部分を備えていて、上記シールがスタッガリングし、互いにオフセットした対となった2つの面を有する隣接プラットホームに対応可能となっている。これらの小部分は、1つが上記プラットホームの上流側に配置され、他の一つが上記プラットホームの下流側に設けられている。上記シール小部分の間のオフセットは、好ましくは一方の上記小領域を他の小領域よりも厚くするか、シートメタルシール部分を曲げて上記オフセットした小部分が実質的に等しい厚さとなるようにして好適に構成される。上記シールは、ダンパに連結されて、ダンパ・シール組合わせ体を構成し、上記シールがより充分に径方向の支持を受けつつ、緩衝特性に悪影響を与えず、かつ上記プラットホームの間の軸方向ギャップ部分がより大きい場合にもシールを可能とさせている。
【0011】
【発明の実施の形態】
本発明のシールは、図1に記載するようなタイプの第2段高圧タービンロータブレードに用いることができ、これらについて使用する種々の態様に対して開示を行う。
【0012】
図1を参照すると、タービンロータブレード13は、上流側14と、下流側16と、凹面(正圧側)側18と、凸面(負圧側)側20と、を有している。上記ブレード13は、翼22を有しており、この翼は、ガスの流れから運動エネルギーを受け取るようになっている。上記翼22は、シュラウドを有していてもシュラウドを有していなくとも良く、又プラットホーム28の径方向外側面26から延びている。上記プラットホーム28は、径方向内側面30と、前縁32と、後縁34と、を有している。
【0013】
上記ブレード13は、さらに、対となったプラットホーム支持体36,38と、ネック40と、根本部42と、を有している。上記ネック40は、上記プラットホーム28と上記根本部42の間の変移点として定義される。上記根本部42は、タービンロータセントラルディスク(図示せず)に挿入され、上記ロータブレードを上記ディスクに取り付けている。ここに、上記根本部42は、あり継ぎ状の断面を有している。上記ネック40は、対となった突出44を有しており(そのうちの一つだけを示している)、これらの突出は、より詳細には後述する。
【0014】
上記ロータブレード13は、上記ロータディスクに取り付けられた複数の同種類のブレードの内の1つであることを明記されたい。上記ブレード13は、上記ディスクから径方向に沿って延びており、その根本部42は、径方向内側に向かって延び、上記翼22は、径方向外側に向かって延びている。互いに隣接したブレードプラットホームは、軸方向(すなわち、長手方向軸であり、上記プラットホームの前縁から、上記プラットホームの後縁34へと向かった方向である。)に延びたギャップを有していて、このギャップは、上記ブレードプラットホームが互いに接触・損傷しないようにしている。上記ギャップの幅は、上記プラットホームの熱膨張をも考慮し、これを許容できるような物理的な寸法となるような大きさとされている。このギャップ幅は、約0.04インチ(1.016mm)程度とすることが好ましい。
【0015】
上記プラットホーム28の径方向内側面30の下側には、ダンパ46と、シール48と、からなる構成体が配置されているとともに、結果的にはこのブレードの振動を防止するようになっている。上記ダンパ46は、剛性要素とされていて、ブレード−ブレード間の振動を低減させるようになっている。上記シール48は、リークを低減させるために配置されている。上記ダンパと、上記シールとは、上記プラットホーム28とそれに隣接したブレードプラットホーム(図示せず)の間に形成される上記ギャップを横断するようにして延ばされている。上記ダンパ46及び上記シール48は、上記ブレード13のネック40上の対となった突出44によって径方向に保持されている。
【0016】
図2を参照して、上記ブレードプラットホーム28の上記径方向内側面30は、緩衝部分52と、変移部分54と、シール部分56と、を有している。上記緩衝部分52は、実質的に平面の形状を有している。上記変移部分54は、上流側フィレ構造部と、下流側フィレ構造部と、を有しており、これらは、実質的に円弧状の形状を取っている。上記シール部分56は、概ねリークが想定されるような位置に位置決めされていて、このような部分としては、このブレード13においては、上記プラットホーム支持体36,38のごく近傍とされている。ほとんどのプラットホーム構成では、上記シール部分56は、上記長手方向軸から計って典型的には少なくとも45°径方向内側に角度が付けられているが、この角度は、多くの場合には約60°〜約90°の範囲とされている。この角度範囲の高角度側約75°〜90°の構成では、概ね低角度での場合に比較してシールが困難であるが、この理由は、上記シール部分に垂直に向いた遠心力成分と言った用いることのできるシール力が、低角度構成に比較して小さくなるためである。
【0017】
上記ダンパ46は、メインボディ58と、対となった延長部60と、を有している。上記メインボディ58は、上記プラットホームの径方向内側面30の上記緩衝部分52に接触する緩衝面62を有している。この緩衝面62は、遠心力と、上記ダンパ46及びシール48の質量と、が協動して振動を抑えるために必要な摩擦力を与えるようになっている。一般的には、実質的に均一な接触が、上記各面52,62に要求されている。
【0018】
上記延長部60は、それぞれ近接端を有しており、それぞれの近接端は、上記メインボディ58への変移して行く部分であり、その末端は、自由端とされている。上記延長部60は、適切に応力が加えられるようにテーパが付けられていると共に、上記長手方向において、上記ダンパ46まで延びている。クリアランス64は、上記延長部60と上記プラットホーム28の上記径方向内側面30の上記変移部分54の間に形成されていて、これらの部分の干渉を防止し、上記プラットホーム径方向内側面30の上記緩衝面62と上記緩衝部分52の間が均一、かつ継続的に接触するようにさせている。
【0019】
上記ダンパ46は、径方向内側支持面66を有しており、この径方向内側支持面66は、上記ダンパ46の長さにわたってその緩衝面62の対向する側において延びていて、上記シール48のための支持体となっている。上記ダンパは、さらに対となった突起68を有していて、上記ダンパ46を適切に互いに隣接した上記ロータブレード(図示せず)に対して位置決めする様にしている。
【0020】
上記ダンパ46は、上記タービン内の高温と、圧力と、遠心力と、に耐えられるような好適な材料及び方法によって構成・製造されている。さらに、材料を選択して、上記条件下におけるクリープ性や、浸食性に耐久性のある材料を選択することが好ましい。鋳造によって製造されるコバルト合金材料である米国金属規格(American Metal Specification:AMS)5382は、高圧タービン条件下で好適な材料として見出されている。
【0021】
上記シールは、上記ダンパ支持面66と物理的に接触して支持される部分70と、上記プラットホーム径方向内側面30のシール部分56に対してシールするようにされた対となったシール部分72と、を有している。上記支持される部分及びシール部分70,72の形状は、上記ダンパ支持面66及び上記プラットホーム径方向内側面30のシール部分56の形状にそれぞれ適合するようにされている。上記支持される部分70と上記シール部分72の間の変移部分が、円弧状に屈曲しているのが好ましい。また、上記曲がりの半径は、上記プラットホーム径方向内側面30の上記変移部分54の曲がりの半径よりも大きくされていることが好ましい。多くのプラットホーム形状に適合できるように、上記シール部分72は、典型的には上記支持される部分70から、上記変移部分でのいかなる曲がりも考慮しないで、上記支持された部分の面74から測定して、角度73、すなわち少なくとも約45°、最も多くの場合には約60°〜約90°の角度で延びていることが好ましい。上記シール部分72は、概ね同様な角度の付けられたプラットホームでは、この範囲内の高い角度、例えば75°〜90°でも有効である。
【0022】
上記シール部分はそれぞれ近接端と、上記支持部分70への変移部分と、末端部分と、を有しており、この末端部分は自由端となっていることが好ましい。上記シール部分72は、応力を適切とするために、テーパとされて、徐々に近接端からその末端にまで厚さが減少されているのが好ましい。上記シール部分72の上記末端部分は、丸くされていても良い。遠心力が、上記シールのシール部分を上記プラットホームのシール面にごく近接させるようになっていることが望ましい。
【0023】
上記シール48の厚さは、概ね上記ダンパの厚さよりも厚くないことが認められよう。このようにすることによって、上記シールをよりフレキシブルに、すなわち上記ダンパよりも、より剛性を無くすることができ、上記シール48の上記プラットホーム径方向内側面への一体性を向上させることができる。しかしながら、この実施例では、上記シール48は、典型的には金属の薄膜で形成されている従来のシールよりも概ね厚くされている。
【0024】
上記シール48は、上記タービン内での高温と、圧力と、遠心力と、に対して好適な材料及び製造方法によって構成・製造することができる。さらに、上述のような環境下でクリープや浸食に対して耐える材料から選択されることが好ましい。高温における(高圧タービンに用いる場合には約1500°)上記シールの延性、すなわち曲げ易さは、従来のシールの延性に近いことが好ましく、このために典型的には、米国金属規格(AMS)5608といったコバルト合金材料から構成されることが好ましく、高温下ではより剛性を有し、延性が低下するようになっている合金である。この実施例では、コバルト合金材料、米国金属規格(AMS)5382を鋳造により製造したものが好適であることが見出されている。しかしながら、どのような好適な材料及び製造方法であっても、当業者によって知られているものであれば用いることができる。
【0025】
図3を参照して、互いに隣接したロータブレード13の第1の対75は、それぞれ対となったスタンドオフ76(一方のブレードにのみ示した)を有しており、上記ダンパ46及び上記シール48の上記プラットホーム径方向内側面30及びネック40に対する適切な位置への保持を容易にしている。上記ブレードの対75は、スタッガ(食い違い)配置とされていて、上記根本部42に対して上記翼を最適配置させるようになっている。このようにスタッガ配置とする結果、上記ブレードの上記対75上の上記プラットホーム面は、互いにオフセットし、これが後述する図4に示されている。
【0026】
ここで図4を参照すると、上記ブレード77で示す第2の対は、初期鋳造したスタッガリンングされていない隣接ブレードの配置に対して示されている。上記ブレードプラットホーム上記第2の対77の上記径方向内側面の間には全くオフセットは存在しないが、上記第2の対77上の上記翼22(図1〜図3まで)の上記根本部42(図1〜図3参照)に対する配置は、最適となっていない。ブレードの第1の対75のスタッガリングは、最適配置を与えているが、上記ブレードプラットホームの上記径方向内側面の間には軸方向に延びたオフセット78,79が生じている。特に、1つの軸方向オフセット78は、上記ブレード13の上流側14(図1)の上記径方向内側面30(図1、図2)の上記シール部分56の間に発生し、別の軸方向オフセット79が、上記ブレード13の上記下流側16(図1)上の上記径方向内側面30のシール部分56の間に発生する。このオフセットの大きさは、上記ブレードの形状、上記ブレードの寸法、上記スタッガ配置の程度に依存しており、上記スタッガ配置の程度は、典型的には、約−4°〜約4°の範囲となっている。例えば、上記ブレードネック40(図1〜図3)は、軸方向長さ1.6インチ(41mm)を有し、2°のスタッガ量を有している場合には、上記オフセットの大きさは、約0.025インチ(0.635mm)となっている。
【0027】
これまで、上記の状況では、実質的に平坦で、平面状のシールを用いてきた。しかしながら、従来のシールの効果は、互いに隣接したブレードプラットホームの間にオフセットが発生すると著しく減少することが見られた。このようなオフセットは上記平面状シール部分の上記面への一体性を損ない、リークを増加させることとなる。また、上記シールがより保持されなくなってしまうことにもなり、上記シールを所望しない変形を生じさせ、よりリーク量を高めてしまう結果にもなる。
【0028】
図3を再度参照すると、上記各ブレード75の間のオフセットを適切化させるために、それぞれの上記シール部分72は、軸方向にオフセットした2つの小部分80,82を備えていて、それらはそれぞれ上記隣接したプラットホームの径方向内側面30の対応する2つに対するシールとなっている。この図中では、図示している各小部分80,82は、図示していない側の小部分80,82と実質的に同様であることが好ましい。
【0029】
図5を参照すると、上記上流側軸方向オフセット78(図4)を適正化させるため、上記シール48の上記上流側シール部分上にある一方の上記小部分82は、その上流側にある最も径方向内側面に極隣接するまで延びている。同様に、上記下流側の軸方向オフセット79(図4)を適正化させるため、上記シール48の下流側シール部分上の一方の上記小部分82は、その下流側の最も径方向内側面に極接近するまで延びている。従って、上記シーリングのための上記小部分80,82は、上記プラットホームの上記径方向内側シール部分56の間のオフセットに対応するようになっていることが好ましい。このことは、上記小部分80の別のものに比較して、追加の厚みを与えるように、上記小部分82の一つを延ばすことによって行われるようになっていることが好ましく、上記小部分80の上記径方向外側面82が、共通の平面とならないように、すなわち上記シーリング部分72に好ましい形状とされるようになっている。上記小部分80,82の径方向内側面は、互いに共平面とされていることが好ましいが、上記小部分80,82の上記径方向内側面の間を同様にオフセットさせるのは、シールの延性を増加させることになる。図示しているように、上記シール部分72は、曲線−直線ステップ状の形状を有しているが、上記シール部分80,82に対しては、別の好適な形状も可能であることは当業者によれば明らかであろう。上記延長小部分82とそれとは別の小部分80に対応する上記プラットホームの間のクリアランス84は、それらの部品が互いに緩衝しあわないようにしている。このクリアランスがなければ、上記延長された小部分82とそれに隣接したプラットホームは、上記径方向内側面との関係において上記シールを不適切に位置決めしてしまい、その結果上記シール特性を劣化させてしまうことになる。
【0030】
当業者によれば、上記ダンパ46(図1〜図3)及び上記シール48は、上記ブレード13を考慮して曲線状の形状とされているが、本願においては本質的なものではない。
【0031】
上述のシールは、上記プラットホームの上記オフセットした表面に、より近接し、かつより密接な形状とされたシール部分を提供する。この様に改善することで、リークと、汚染と、を低減させることが可能となり、上記タービンの信頼性を向上させることができることになる。また、これによって上記シールの支持が改善され、予期しない変形が防止でき、これによって上記シールの有効性が維持できることとなる。
【0032】
図6を参照すると、本発明の第2の実施例では、ダンパ・シール組み合わせ体86は、ダンパ部分88と、シール部分90と、を有しており、これらは互いにロウ付け又はコスト削減のため一体として鋳造されたものとすることができる。機械加工、鍛造、圧延、打ち抜き又はこれらの技術を適当に組み合わせたものも用いることができる。上記ダンパと上記シール部分88,90は、図1から図5に示したように上記ダンパ46の上記メインボディ58及び上記シール48の上記シール部分72についてそれぞれ同様である。しかしながら、上記構成とは異なり、上記シール部分90は、上記ダンパ部分88の径方向内側に位置決めされておらず、上記ダンパ部分88の上記端部から径方向内側に延ばされている。従って、上記ダンパ部分は、上記シール部分90のための支持部分とされることになる。この様にすることで、上記第1の実施例よりも上記シールの良好な径方向支持が可能となる。上記シール部分90は、軸方向にオフセットした小部分92,94を有し、これらは実質的にそれぞれ軸方向オフセット小部分80,82と同様にされている(図3,図5)。上記ダンパ部分88は、緩衝面96と、対となった第1の突起98と、を有しており、これらは上記第1の実施例の上記緩衝面62及び対となった突起68(図2,図3)と同様である。上記ダンパは、さらに第2の対となった突起100を有しており、これらの突起98,100は、上記ダンパ・シール組合せ体86を上記径方向内側面30及び上記ブレード13のネック40に対して適切な位置に保持するのを容易にしている。
【0033】
ここで、図7を参照すると、上記組合せ体86と上記プラットホーム径方向内側面30の上記変移部分54の間の上記プラットホーム径方向内側面30のクリアランス101は、同様に機能するが、上記ダンパ46(図1〜図5)の上記クリアランス64(図2)よりも小さくされている。上記クリアランスを小さくすることで、上記シール部分90の径方向支持がより良好にでき、さらにシールを効果的にすることができる。上記エンジンが運転されていない場合には、上記ダンパ・シール組合せ体は、上記プラットホームに下側にゆるくフィットしている。エンジンが始動されると、上記プラットホーム径方向内側面への接触は、まず上記ダンパ部分88によって、次いで上記シール部分90によって行われる。上記シール部分90は、上記径方向内側面30との望ましくない相互作用を防止するに充分なだけフレキシブルにされているが、この様にしなければこれらは、上記緩衝部分88の上記緩衝面96と上記プラットホーム径方向内側面30の上記緩衝部分52とが互いに接触、緩衝してしまうこととなるためである。最もプラットホーム形状に適合させるため、上記シール部分90は、典型的には角度102、すなわち少なくとも45゜で上記緩衝部分88から延ばされていて、この角度は、上記変移部分における曲がりを無視して上記緩衝部分の共通平面103から計って多くの場合には約60゜〜約90゜とされている。上記シール部分90は、75゜〜約90゜といった高角度側であっても効果を有しており、概ね同様な角度を付けられたプラットホームに適合するようになっている。
【0034】
図8を参照すると、上記シール部分92,94は、上記ブレードプラットホームの間の上記シール部分56の間の上記軸方向オフセット78,79(図4)を適合させている。クリアランス84は、図6において上述したように干渉を防止している。上記第1の実施例で示したように、上記ダンパ・シール組合せ体及びシールは、より近接した上記プラットホームの上記オフセット表面に密着した形状のシール部分を提供することとなる。これによって、シールが改善され、リーク及び汚染が低減できるとともに、上記タービンの信頼性が向上できる。これはまた、上記シールの支持も改善し、これによって予期しない変形が防止され上記シールの効果が維持できる。
【0035】
ここで、図9及び図10を参照して、本発明の第3の実施例を説明する。本発明の第3の実施例では、ダンパ104と、シール106とは、上記第1の実施例の上記ダンパ46と、上記シール48と、同様にされているが、上記シール106は、薄い金属シートで形成されている点で異なっている。上記金属としては、米国金属規格(AMS)5608といったコバルト合金とすることが好ましく、このシートは、レーザによって平坦なパターンに切断される。パンチとダイとをその後に用いて、残りのシール形状を形成する。上記シール106は、支持される部分108と、対となったシール部分110と、を有している。上記ダンパ104は、メインボディ112と、緩衝面114と、延長部116と、支持面117と、対となった突起118と、を備えている。ほとんどのプラットホーム形状に従わせるために、上記シール部分110は、上記支持される部分の共通平面120から上記変移部分の曲がりを考慮しないで計って、典型的には角度119、すなわち少なくとも45゜、最も好ましくは約60゜〜90゜の範囲で上記支持される部分108から延ばされている。上記シール部分110は、75゜〜90゜と言った上記範囲の高角度側であっても効果を有していて、概ね同様な角度のプラットホームに適用することができる。
【0036】
図11を参照して、オフセットしたシール部分121,122は、曲げ加工によって形成されているとともに、実質的に同一の厚さを有していることが好ましい。本発明においては重要ではないものの、上記支持された部分108から突き出した突出124は、物理的にシール106が適切に取り付けられていない場合、例えば上記シール106が上記ダンパ104と上記プラットホームの径方向内側面30の間に取り付けられていない場合には、物理的な干渉を生じるようにされていることが好ましい。しかしながら、上記ダンパと、上記シールと、が適切に装着されている場合には、上記突出124は、上記緩衝面52に突き当たらず、従って緩衝作用を妨げないようになっている。上記シール106は、ロケータ126を有していることが好ましく、この場合にはノッチ又はスカロープ(scallope)とされており、これは、上記スタンドオフ76と相互作用して、所望する軸方向位置に上記シール48を保持させるようになっている。
【0037】
図12を参照すると、上記オフセットシール小部分121,122は、上記プラットホームの軸方向オフセット部分78,79(図4参照)をシール部分56に適合化させている。図示したように、上記シール部分110は、曲線−直線ステップ状の形状を有しているが、当業者によれば明らかなように上記のようなフック型とされていなくとも良い。上記延長されたシール小部分122とこの小部分とは別の小部分121の間のクリアランス128は、これらの部分間のいかなる干渉もしないようにされている。
【0038】
上記第1の実施例と上記第2の実施例のように、上記シール106は、近接して、上記プラットホームの上記オフセットした表面に適合するようにされている。これは、シール性を改善して、リークと、汚染と、を低減させ、上記タービンの信頼性を向上させている。また、このようにすることで、上記シールの支持を改善することができ、望まれな変形を防止してシールの有効性を保持させている。
【0039】
本発明のシールは、2つのシーリング部分を有し、これらの小部分が、互いにオフセットする、として示してきたが、ある種の用途においては、1つのみのシール部分とされていても良く、又2つ以上のシール部分を有していても良い。さらに、上記シール部分は、同様にされていなくとも良く、例えば上記シール部分のうちの一つは、オフセットした小部分を有していなくとも良く、又は別のものよりも大きくオフセットした部分を有していても良い。さらに、本発明のシールは、実質的に平面の小部分として示されているが、上記シール部分は、いかなる好適な形状を有しているものであっても良い。
【0040】
ダンパとともに示しているが、本発明のシールは、異なったダンパとともに用いることもできるし、又ダンパを全く用いなくとも良く、上記シールは、上記ブレードプラットホームによって径方向に保持されるようになっていても良い。さらに、上記シールは、ダンパの径方向外側等、いかなる適切な方法によってどの部分に配置されていても良い。また、いかなる好適な手段によっても上記シールを固定保持させることが可能である。
【0041】
当業者によれば、又上記シールは、食い違い(スタッガ)配置され、互いに軸方向にオフセットした径方向内側面に対して用いることが開示されているが、直線及び/又は角度を持ってオフセットしている別のタイプのものでも本発明においては適合させることができる。上記オフセットは、上記ブレードのスタッガリング配置から生じるものでなくとも良い。さらに、上記シール小部分は、上記プラットホームの上記径方向内側シール面の間のオフセットに正確に対応しているものでなくとも良い。実際上、上記シールが鋳造で製造されている場合には、約0.015インチ(0.381mm)のずれは、製造制度範囲として予測される。この様な改善によって、より少ない段差のある場合でも上記オフセットに一般的に対応したものがある限り、対応が可能である。上記オフセットの寸法と用途に応じて、50%〜25%、或いはそれ以下の間で適合化を行うことができ、シール特性を最適化させることが可能である。
【0042】
本発明の特定の形態について、第2段高圧タービン用途の種々の実施例を持って説明してきたが、これらは本願を限定するものではない。本発明は、本願で説明したのとは異なったブレードや、プラットホーム形状を有する他のガスタービン用途にも適用できるが、これらの用途に限定されるものではない。上記実施例の種々の変形は、本発明の他の態様と同様に、当業者によれば本願の記載に基づいて本願の趣旨及び範囲内で行うことが可能であることは明白である。
【図面の簡単な説明】
【図1】タービンロータブレード、ダンパ、及び本発明のシールの第1の実施例を示した斜視図。
【図2】上記ロータブレード、ダンパ、及び図1のシールの一部切り欠き側面図。
【図3】スタッガ配置にある隣接した2つのロータブレード、上記ダンパ及び図1のシールの分解斜視図。
【図4】図3のブレード及びスタッガ配置にない互いに隣接した別のロータブレード対の図3におけるライン4−4方向に沿った断面図。
【図5】図3のブロータレード及びこれらブレードの間に配設された図1の上記シールの図3におけるライン4−4方向に沿った断面図。
【図6】図3のロータブレードの分解図であり、ダンパとシールとを連結した本発明の第2の実施例を示した図。
【図7】図6のロータブレード及びダンパ・シール組み合わせ体の図6のライン8−8に沿った断面図。
【図8】図6のロータブレード及びダンパ・シール組み合わせ体が取り付けられたところを示した図6のライン8−8に沿った断面図。
【図9】図1のロータブレード、ダンパ、及び本発明の第3の実施例のシールの斜視図。
【図10】図9の上記ロータブレード、ダンパ、及びシールの一部切り欠き側面図。
【図11】図3のロータブレード及び図9のダンパ・シールの拡大斜視図。
【図12】上記ロータブレードに図9のシールが取り付けられたところを示した図11のライン12−12に沿った断面図。
【符号の説明】
13…タービンローターブレード
14…上流側端
16…下流側端
18…凹面(正圧)側
20…凸面(負圧)側
22…翼
24…ガス流
26…径方向外側面
28…プラットホーム
30…径方向内側面

Claims (14)

  1. ガスタービンエンジン内のタービンロータ用ブレードシールであって、上記ガスタービンエンジンは、長手方向軸と、それぞれが上流側及び下流側を備えたプラットホームを有する複数のブレードと、該ブレードのプラットホームの隣接部が互いに長手方向にオフセットしているシール部分を備えた前記プラットホームの径方向内側面と、を有し、前記シールは、
    前記長手方向に互いにオフセットした少なくとも2つの小部分を備える少なくとも1つのシール部分を有し、前記小部分の前記オフセットは、互いに隣接した前記ブレードプラットホームの間のオフセットに略対応しており、かつ前記小部分は、互いに隣接した前記プラットホームの径方向内側面のオフセットの1つに対応したシール部分をシールしていることを特徴とするシール。
  2. 前記少なくとも2つの小部分のうちの一方は、別の1つよりも実質的に厚くされていることを特徴とする請求項1に記載のシール。
  3. 前記シール部分は、実質的な段差を形成していることを特徴とする請求項1に記載のシール。
  4. 前記小部分は、互いに実質的に同一の厚さを有しており、そのシール部分は、前記小部分の間で屈曲形状を有していることを特徴とする請求項1に記載のシール。
  5. 支持される部分と、この支持される部分に対して共通平面となっている部分と、を有し、前記シール部分は、75゜〜90゜の範囲の角度で前記共通平面から延びていることを特徴とする請求項1に記載のシール。
  6. 前記小部分の間の前記オフセットは、0.010インチ(0.254mm)〜0.040インチ(1.016mm)とされていることを特徴とする請求項1に記載のシール。
  7. 2つの前記シール部分を有し、それらのうちの1つは、前記隣接プラットホーム上のオフセットした径方向内側面をシールするための上流側シール部分とされ、前記2つの前記シール部分のうちの別の1つは、前記隣接プラットホーム上のオフセットした径方向内側面をシールするための下流側シール部分とされていることを特徴とする請求項1に記載のシール。
  8. 前記2つのシール部分は、それぞれ2つの小部分を備えていることを特徴とする請求項7に記載のシール。
  9. 前記上流側シール部分の前記2つの小部分のうちの1つは、残りの小部分よりも実質的に厚くされ、前記下流側シール部分の2つの小部分のうちの1つは、残りの小部分よりも実質的に厚くされていることを特徴とする請求項8に記載のシール。
  10. 支持される部分と、この支持される部分に対して共通平面となっている部分と、を有し、前記シール部分は、75゜〜90゜の範囲の角度で前記共通平面から延びていることを特徴とする請求項9に記載のシール。
  11. 前記小部分の間の前記オフセットは、0.010インチ(0.254mm)〜0.040インチ(1.016mm)とされていることを特徴とする請求項10に記載のシール。
  12. 前記小部分は、互いに実質的に同一の厚さを有しており、前記シール部分は、前記小部分の間で曲がった形状を有していることを特徴とする請求項8に記載のシール。
  13. 支持される部分と、この支持される部分に対して共通平面となっている部分と、を有し、前記シール部分は、75゜〜90゜の範囲の角度で前記共通平面から延びていることを特徴とする請求項12に記載のシール。
  14. 前記小部分の間の前記オフセットは、0.010インチ(0.254mm)〜0.040インチ(1.016mm)とされていることを特徴とする請求項13に記載のシール。
JP35432597A 1996-12-24 1997-12-24 タービンブレードプラットホームシール Expired - Fee Related JP4049866B2 (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US08/772962 1996-12-24
US08/772,962 US5924699A (en) 1996-12-24 1996-12-24 Turbine blade platform seal

Publications (2)

Publication Number Publication Date
JPH10196309A JPH10196309A (ja) 1998-07-28
JP4049866B2 true JP4049866B2 (ja) 2008-02-20

Family

ID=25096743

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP35432597A Expired - Fee Related JP4049866B2 (ja) 1996-12-24 1997-12-24 タービンブレードプラットホームシール

Country Status (4)

Country Link
US (1) US5924699A (ja)
EP (1) EP0851096B1 (ja)
JP (1) JP4049866B2 (ja)
DE (1) DE69728508T2 (ja)

Families Citing this family (68)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6171058B1 (en) * 1999-04-01 2001-01-09 General Electric Company Self retaining blade damper
JP2001234703A (ja) * 2000-02-23 2001-08-31 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼
US6431835B1 (en) 2000-10-17 2002-08-13 Honeywell International, Inc. Fan blade compliant shim
US6390775B1 (en) * 2000-12-27 2002-05-21 General Electric Company Gas turbine blade with platform undercut
FR2840352B1 (fr) * 2002-05-30 2005-12-16 Snecma Moteurs Maitrise de la zone de fuite sous plate-forme d'aube
JP4254352B2 (ja) * 2003-06-04 2009-04-15 株式会社Ihi タービンブレード
DE102004023130A1 (de) * 2004-05-03 2005-12-01 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Dichtungs- und Dämpfungssystem für Turbinenschaufeln
US7121802B2 (en) * 2004-07-13 2006-10-17 General Electric Company Selectively thinned turbine blade
US20060029500A1 (en) * 2004-08-04 2006-02-09 Anthony Cherolis Turbine blade flared buttress
FR2874402B1 (fr) * 2004-08-23 2006-09-29 Snecma Moteurs Sa Aube de rotor d'un compresseur ou d'une turbine a gaz
US7121800B2 (en) * 2004-09-13 2006-10-17 United Technologies Corporation Turbine blade nested seal damper assembly
US7467924B2 (en) * 2005-08-16 2008-12-23 United Technologies Corporation Turbine blade including revised platform
US7322797B2 (en) * 2005-12-08 2008-01-29 General Electric Company Damper cooled turbine blade
US7632071B2 (en) * 2005-12-15 2009-12-15 United Technologies Corporation Cooled turbine blade
US7731482B2 (en) * 2006-06-13 2010-06-08 General Electric Company Bucket vibration damper system
GB2446812A (en) * 2007-02-21 2008-08-27 Rolls Royce Plc Damping member positioned between blades of an aerofoil assembly
US8011892B2 (en) * 2007-06-28 2011-09-06 United Technologies Corporation Turbine blade nested seal and damper assembly
US8016297B2 (en) * 2008-03-27 2011-09-13 United Technologies Corporation Gas turbine engine seals and engines incorporating such seals
EP2406464B1 (en) * 2009-03-09 2015-05-06 GE Avio S.r.l. Rotor for turbomachines
US8371816B2 (en) * 2009-07-31 2013-02-12 General Electric Company Rotor blades for turbine engines
US8734089B2 (en) 2009-12-29 2014-05-27 Rolls-Royce Corporation Damper seal and vane assembly for a gas turbine engine
US8794640B2 (en) * 2010-03-25 2014-08-05 United Technologies Corporation Turbine sealing system
US8066479B2 (en) * 2010-04-05 2011-11-29 Pratt & Whitney Rocketdyne, Inc. Non-integral platform and damper for an airfoil
US8672626B2 (en) 2010-04-21 2014-03-18 United Technologies Corporation Engine assembled seal
US8790086B2 (en) 2010-11-11 2014-07-29 General Electric Company Turbine blade assembly for retaining sealing and dampening elements
US9133855B2 (en) * 2010-11-15 2015-09-15 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor for a turbo machine
ES2710516T3 (es) * 2010-11-17 2019-04-25 MTU Aero Engines AG Rotor para una turbomáquina, turbomáquina correspondiente y procedimiento de fabricación, reparación o revisión
US8959785B2 (en) * 2010-12-30 2015-02-24 General Electric Company Apparatus and method for measuring runout
US20120292856A1 (en) * 2011-05-16 2012-11-22 United Technologies Corporation Blade outer seal for a gas turbine engine having non-parallel segment confronting faces
US8951013B2 (en) * 2011-10-24 2015-02-10 United Technologies Corporation Turbine blade rail damper
US10113434B2 (en) 2012-01-31 2018-10-30 United Technologies Corporation Turbine blade damper seal
FR2986557B1 (fr) * 2012-02-02 2015-09-25 Snecma Optimisation des points d'appui des echasses d'aubes mobiles dans un procede d'usinage de ces aubes
US8905716B2 (en) 2012-05-31 2014-12-09 United Technologies Corporation Ladder seal system for gas turbine engines
US9097131B2 (en) 2012-05-31 2015-08-04 United Technologies Corporation Airfoil and disk interface system for gas turbine engines
US9650901B2 (en) * 2012-05-31 2017-05-16 Solar Turbines Incorporated Turbine damper
US9587495B2 (en) * 2012-06-29 2017-03-07 United Technologies Corporation Mistake proof damper pocket seals
US10036260B2 (en) * 2013-03-13 2018-07-31 United Technologies Corporation Damper mass distribution to prevent damper rotation
US10012085B2 (en) * 2013-03-13 2018-07-03 United Technologies Corporation Turbine blade and damper retention
US10047617B2 (en) 2013-04-18 2018-08-14 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil platform edge geometry
EP2818639B1 (de) * 2013-06-27 2019-03-13 MTU Aero Engines GmbH Turbomaschinenlaufschaufel und zugehörige Turbomaschine
EP2881544A1 (en) * 2013-12-09 2015-06-10 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil device for a gas turbine and corresponding arrangement
US9797270B2 (en) * 2013-12-23 2017-10-24 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Recessable damper for turbine
US9856737B2 (en) * 2014-03-27 2018-01-02 United Technologies Corporation Blades and blade dampers for gas turbine engines
US9995162B2 (en) * 2014-10-20 2018-06-12 United Technologies Corporation Seal and clip-on damper system and device
FR3027950B1 (fr) * 2014-11-04 2019-10-18 Safran Aircraft Engines Roue de turbine pour une turbomachine
FR3027949B1 (fr) * 2014-11-04 2019-07-26 Safran Aircraft Engines Roue de turbine pour une turbomachine
US10107125B2 (en) 2014-11-18 2018-10-23 United Technologies Corporation Shroud seal and wearliner
US9863257B2 (en) * 2015-02-04 2018-01-09 United Technologies Corporation Additive manufactured inseparable platform damper and seal assembly for a gas turbine engine
US9822644B2 (en) 2015-02-27 2017-11-21 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor blade vibration damper
US9810075B2 (en) 2015-03-20 2017-11-07 United Technologies Corporation Faceted turbine blade damper-seal
US9920637B2 (en) 2015-04-07 2018-03-20 United Technologies Corporation Gas turbine engine damping device
JP6554882B2 (ja) * 2015-04-07 2019-08-07 株式会社Ihi シールド部材及びそれを用いたジェットエンジン
US11092018B2 (en) 2015-08-07 2021-08-17 Transportation Ip Holdings, Llc Underplatform damping members and methods for turbocharger assemblies
US10472975B2 (en) * 2015-09-03 2019-11-12 General Electric Company Damper pin having elongated bodies for damping adjacent turbine blades
US10100648B2 (en) * 2015-12-07 2018-10-16 United Technologies Corporation Damper seal installation features
US10605091B2 (en) 2016-06-28 2020-03-31 General Electric Company Airfoil with cast features and method of manufacture
JP6673482B2 (ja) 2016-07-25 2020-03-25 株式会社Ihi ガスタービン動翼のシール構造
US10662784B2 (en) * 2016-11-28 2020-05-26 Raytheon Technologies Corporation Damper with varying thickness for a blade
US10941671B2 (en) * 2017-03-23 2021-03-09 General Electric Company Gas turbine engine component incorporating a seal slot
EP3438410B1 (en) 2017-08-01 2021-09-29 General Electric Company Sealing system for a rotary machine
DE102018207873A1 (de) * 2018-05-18 2019-11-21 MTU Aero Engines AG Laufschaufel für eine Strömungsmaschine
DE102018221533A1 (de) * 2018-12-12 2020-06-18 MTU Aero Engines AG Turbomaschinen Schaufelanordnung
FR3105293B1 (fr) * 2019-12-19 2022-08-05 Safran Aircraft Engines Aube de rotor pour une turbomachine d’aeronef
JP2023093088A (ja) * 2021-12-22 2023-07-04 三菱重工業株式会社 回転機械
US11795826B2 (en) * 2022-02-15 2023-10-24 Rtx Corporation Turbine blade neck pocket
JP2023160018A (ja) 2022-04-21 2023-11-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼及びガスタービン
US12078069B2 (en) * 2022-10-07 2024-09-03 Pratt & Whitney Canada Corp. Rotor with feather seals
FR3141720A1 (fr) * 2022-11-04 2024-05-10 Safran Aircraft Engines organe d’étanchéité pour une aube mobile

Family Cites Families (18)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3112915A (en) * 1961-12-22 1963-12-03 Gen Electric Rotor assembly air baffle
CH494896A (de) * 1968-08-09 1970-08-15 Sulzer Ag Halterung von Laufschaufeln im Rotor einer Turbomaschine
BE791375A (fr) * 1971-12-02 1973-03-01 Gen Electric Deflecteur et amortisseur pour ailettes de turbomachines
US3887298A (en) * 1974-05-30 1975-06-03 United Aircraft Corp Apparatus for sealing turbine blade damper cavities
US4101245A (en) * 1976-12-27 1978-07-18 United Technologies Corporation Interblade damper and seal for turbomachinery rotor
US4183720A (en) * 1978-01-03 1980-01-15 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Composite fan blade platform double wedge centrifugal seal
US4455122A (en) * 1981-12-14 1984-06-19 United Technologies Corporation Blade to blade vibration damper
FR2527260A1 (fr) * 1982-05-18 1983-11-25 Snecma Dispositif d'amortissement escamotable pour aubes d'une turbomachine
US4505642A (en) * 1983-10-24 1985-03-19 United Technologies Corporation Rotor blade interplatform seal
US4743164A (en) * 1986-12-29 1988-05-10 United Technologies Corporation Interblade seal for turbomachine rotor
US4872812A (en) * 1987-08-05 1989-10-10 General Electric Company Turbine blade plateform sealing and vibration damping apparatus
US4872810A (en) * 1988-12-14 1989-10-10 United Technologies Corporation Turbine rotor retention system
US5156528A (en) * 1991-04-19 1992-10-20 General Electric Company Vibration damping of gas turbine engine buckets
US5228835A (en) * 1992-11-24 1993-07-20 United Technologies Corporation Gas turbine blade seal
US5415526A (en) * 1993-11-19 1995-05-16 Mercadante; Anthony J. Coolable rotor assembly
US5460489A (en) * 1994-04-12 1995-10-24 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal
US5513955A (en) * 1994-12-14 1996-05-07 United Technologies Corporation Turbine engine rotor blade platform seal
US5785499A (en) * 1996-12-24 1998-07-28 United Technologies Corporation Turbine blade damper and seal

Also Published As

Publication number Publication date
EP0851096A2 (en) 1998-07-01
DE69728508D1 (de) 2004-05-13
US5924699A (en) 1999-07-20
EP0851096A3 (en) 2000-04-19
EP0851096B1 (en) 2004-04-07
DE69728508T2 (de) 2004-08-12
JPH10196309A (ja) 1998-07-28

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JP4049866B2 (ja) タービンブレードプラットホームシール
EP0851097B1 (en) Turbine blade damper and seal
JP4017216B2 (ja) タービンブレードのダンパ及びシール
US6926495B2 (en) Turbine blade tip clearance control device
JP5628190B2 (ja) リングセグメントの位置決め部材
JP4021768B2 (ja) クリアランス制御を有するガスタービンエンジンの高圧タービンのステータシュラウドのステイセクタ
US7438520B2 (en) Thermally compliant turbine shroud mounting assembly
US20050271505A1 (en) Turbine engine shroud segment, hanger and assembly
EP1645725A1 (en) Turbine engine shroud segment
JP5579965B2 (ja) ロータアセンブリを製造するための装置
JPH09512322A (ja) カットバック保持フックを有するシュラウドセグメント
JP2002213205A (ja) プラットフォーム逃げ溝を有するガスタービンブレード
GB2145478A (en) Resilient seal between relatively moveable members
US8147189B2 (en) Sectorized nozzle for a turbomachine
JP2006052725A (ja) 耐熱性ベーンアッセンブリ
EP1749973A2 (en) Thermally compliant turbine shroud assembly
JPH09504588A (ja) タービンシュラウドセグメントのマウント及びシール配置
US7094032B2 (en) Turbine blade shroud cutter tip
JP2006523803A (ja) シュラウド付きタービンブレード上で中央に位置する切削刃
EP1132576B1 (en) Turbine shroud comprising an apparatus for minimizing thermal gradients and method for assembling a gas turbine engine including such a shroud
US8257045B2 (en) Platforms with curved side edges and gas turbine engine systems involving such platforms
US20090252602A1 (en) Turbine blade tip gap reduction system
JPH01203602A (ja) 蒸気タービンにおける羽根振動減少装置および羽根振動減少方法
JP2021195920A (ja) タービン静翼

Legal Events

Date Code Title Description
A621 Written request for application examination

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621

Effective date: 20040819

A131 Notification of reasons for refusal

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131

Effective date: 20070508

A521 Request for written amendment filed

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523

Effective date: 20070613

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: 20071106

A61 First payment of annual fees (during grant procedure)

Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A61

Effective date: 20071128

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: 20101207

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20101207

Year of fee payment: 3

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111207

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20111207

Year of fee payment: 4

FPAY Renewal fee payment (event date is renewal date of database)

Free format text: PAYMENT UNTIL: 20121207

Year of fee payment: 5

LAPS Cancellation because of no payment of annual fees