JPH10317904A - Shroud blade for turbine - Google Patents
Shroud blade for turbineInfo
- Publication number
- JPH10317904A JPH10317904A JP18371597A JP18371597A JPH10317904A JP H10317904 A JPH10317904 A JP H10317904A JP 18371597 A JP18371597 A JP 18371597A JP 18371597 A JP18371597 A JP 18371597A JP H10317904 A JPH10317904 A JP H10317904A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- shroud
- tip
- rotor
- turbine
- 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.)
- Withdrawn
Links
Landscapes
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
Description
【０００１】[0001]
【発明の属する技術分野】本発明は、ガスタービン、蒸
気タービン等のタービンのシュラウド翼に関する。The present invention relates to a shroud blade for a turbine such as a gas turbine and a steam turbine.
【０００２】[0002]
【従来の技術】図４に、従来のタービンのシュラウド翼
を示す。動翼２の先端には、フィレットＲ９（動翼２の
先端部に設けられたなめらかな曲面）を介して配置され
た幅の広いチップシュラウド３がロータ周方向Ａに対し
て一体をなすように取付けられている。前記チップシュ
ラウド３の上面には、ケーシング１とのすき間をつめる
ために、２本のフィン４がロータ周方向Ａと平行に取付
けられている。2. Description of the Related Art FIG. 4 shows a shroud blade of a conventional turbine. A wide tip shroud 3 arranged at the tip of the rotor blade 2 via a fillet R9 (a smooth curved surface provided at the tip of the rotor blade 2) is integrated with the rotor circumferential direction A. Installed. Two fins 4 are attached to the upper surface of the tip shroud 3 in parallel with the rotor circumferential direction A in order to close the gap with the casing 1.
【０００３】同じ段に属する隣接する動翼２，２のチッ
プシュラウド３，３は、その一部に設けられたコンタク
ト面８で互いに押し合うように接触して（噛み合って）
ロータ周方向Ａと平行な方向に連なっている。[0003] The tip shrouds 3 and 3 of the adjacent moving blades 2 and 2 belonging to the same stage come into contact with (engage with) each other at a contact surface 8 provided on a part thereof.
It extends in a direction parallel to the rotor circumferential direction A.
【０００４】なお、図４において、５は静翼、６は動翼
の前縁、７は動翼の後縁、１１は動翼のプラットホー
ム、１２は動翼のシャンクである。In FIG. 4, reference numeral 5 denotes a stationary blade, 6 denotes a leading edge of the moving blade, 7 denotes a trailing edge of the moving blade, 11 denotes a platform of the moving blade, and 12 denotes a shank of the moving blade.
【０００５】[0005]
【発明が解決しようとする課題】図４に示す従来のター
ビンのシュラウド翼においては、チップシュラウド３に
大きい遠心力が加わり、チップシュラウド３と同チップ
シュラウド３の動翼２への付け根にあたるフィレットＲ
９の付近に大きい局所的な応力（引張り応力や捩れ応力
等）が生ずることになる。In the conventional shroud blade of the turbine shown in FIG. 4, a large centrifugal force is applied to the tip shroud 3, and the fillet R which is the root of the tip shroud 3 and the blade 2 to the rotor blade 2 is applied.
A large local stress (tensile stress, torsional stress, and the like) is generated near 9.
【０００６】この応力を許容値以下に保つために、動翼
２の翼高さが制限される。特に、タービンの最終段にお
いては、動翼２の翼高さが高ければ高い程タービンのリ
ービングロスを低減することができるために、この部分
の高い応力によって動翼２の高さが制限されることが、
ネックになっている。In order to keep this stress below an allowable value, the blade height of the moving blade 2 is limited. In particular, in the final stage of the turbine, the higher the blade height of the moving blade 2 is, the more the leaving loss of the turbine can be reduced. That
It is a neck.
【０００７】本発明は、以上の問題点を解決することが
できるタービンのシュラウド翼を提供することを課題と
している。An object of the present invention is to provide a shroud blade for a turbine which can solve the above problems.
【０００８】[0008]
【課題を解決するための手段】本発明のタービンのシュ
ラウド翼は、次の手段を採用した。The shroud blade of the turbine according to the present invention employs the following means.
【０００９】（１） 捩じった動翼の先端に取付けられ
ロータ周方向に長い形状を有するシュラウドを備え、隣
接する動翼のシュラウド同士が互いに押し合うようにロ
ータ周方向に連なって配置される構造となっている。(1) A shroud which is attached to the tip of the twisted moving blade and has a shape elongated in the circumferential direction of the rotor is provided, and the shrouds of adjacent moving blades are arranged continuously in the circumferential direction of the rotor so as to press each other. Structure.
【００１０】（２） 動翼の先端に取付けられ該動翼の
腹側面又は背側面からロータ周方向に向けて滑らかに隆
起したシュラウドを備え、隣接する動翼のシュラウド同
士が互いに押し合うようにしてロータ周方向に連なって
配置される構造となっている。(2) A shroud which is attached to the tip of the moving blade and is smoothly raised from the abdominal surface or the back surface of the moving blade in the circumferential direction of the rotor, so that the shrouds of the adjacent moving blades press each other. And are arranged continuously in the circumferential direction of the rotor.
【００１１】（３） 前記（１）又は（２）の本発明に
おいて、シュラウドの部分が中空となっている。(3) In the present invention of (1) or (2), the shroud portion is hollow.
【００１２】（４） 動翼の先端にシュラウドを取付け
たタービンのシュラウド翼において、動翼を中空構造と
し、その先端部近傍の断面に比べてそのハブ部近傍の断
面の中空率を低下させた。(4) In a shroud blade of a turbine in which a shroud is attached to the tip of a moving blade, the moving blade has a hollow structure, and a hollow ratio of a cross section near a hub portion is reduced as compared with a cross section near a tip portion. .
【００１３】前記（１）の本発明では、シュラウドは捩
じった動翼の先端に取付けられているので、動翼の前縁
と後縁はシュラウドに滑らかに接続し、シュラウドの動
翼への付け根部における応力集中部を避けることができ
る。また、シュラウドはロータ周方向に長い形状を有
し、かつ、隣接する動翼のシュラウドは互いに押し合う
ようにロータ周方向に連なっているので、シュラウド翼
全体を軽量化して作用する遠心力による応力を低減させ
ることができる。これによって、前記（１）の本発明で
は、シュラウド翼の翼高さを高くすることができる。In the present invention of (1), since the shroud is attached to the tip of the twisted moving blade, the leading edge and the trailing edge of the moving blade are smoothly connected to the shroud, and are connected to the shroud moving blade. The stress concentration portion at the base portion of the base can be avoided. In addition, the shroud has a shape that is long in the circumferential direction of the rotor, and the shrouds of the adjacent moving blades are connected in the circumferential direction of the rotor so as to press each other. Can be reduced. Thus, in the present invention of (1), the blade height of the shroud blade can be increased.
【００１４】前記（２）の本発明では、動翼の先端に取
付けられ該動翼の腹側面又は背側面からロータ周方向に
向けて滑らかに隆起したシュラウドを備えているので、
動翼の腹側面と背側面はシュラウドに滑らかに接続し、
シュラウドの動翼への付け根部における応力集中を避け
ることができる。また、シュラウド翼全体を軽量化して
作用する遠心力による応力を低減させることができる。In the present invention of (2), since the shroud is provided at the tip of the moving blade and smoothly rises from the abdominal surface or the rear surface of the moving blade in the circumferential direction of the rotor, the shroud is provided.
The ventral and dorsal sides of the bucket are smoothly connected to the shroud,
Stress concentration at the root of the shroud to the bucket can be avoided. Moreover, the stress due to the centrifugal force acting by reducing the weight of the entire shroud blade can be reduced.
【００１５】前記（３）の本発明では、前記（１）又は
（２）の本発明のシュラウドの部分を中空としているの
で、作用する遠心力に起因する応力を低減させて翼高さ
を高くすることができる。In the present invention of (3), since the shroud portion of the present invention of (1) or (2) is hollow, the stress caused by the acting centrifugal force is reduced to increase the blade height. can do.
【００１６】前記（４）の本発明では、シュラウドを先
端に取付けた動翼を中空構造とし、作用する遠心力が大
きい動翼の先端部近傍の断面の中空率を大きくすると共
に作用する遠心力が小さい動翼のハブ部近傍の断面の中
空率を低下させているので、作用する遠心力に起因する
ハブ部近傍における局所応力を効果的に低減させること
ができ、これによって、翼高さを高くすることができ
る。In the above (4) of the present invention, the moving blade having the shroud attached to the tip has a hollow structure, and the centrifugal force acting while increasing the hollow ratio of the cross section near the tip of the moving blade having a large acting centrifugal force. Reduces the hollow ratio of the cross section near the hub portion of the small moving blade, so that the local stress near the hub portion due to the acting centrifugal force can be effectively reduced, thereby reducing the blade height. Can be higher.
【００１７】[0017]
【発明の実施の形態】本発明の実施の第１の形態を、図
１によって説明する。２は、プラットホーム１１とシャ
ンク１２を備えた動翼であり、その先端（ロータの半径
方向外端）がロータ周方向Ａにほゞ平行な方向をなすよ
うに動翼２が捩じられている。DETAILED DESCRIPTION OF THE PREFERRED EMBODIMENTS A first embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. Reference numeral 2 denotes a moving blade provided with a platform 11 and a shank 12, and the moving blade 2 is twisted such that its tip (radial outer end of the rotor) is substantially parallel to the rotor circumferential direction A. .
【００１８】動翼２の先端に取付けられたチップシュラ
ウド３は、ロータ周方向Ａにほゞ平行な方向に長く幅の
狭いほゞ長方形の形状を有し、その長さ方向の両端にコ
ンタクト面１７が形成されている。The tip shroud 3 attached to the tip of the rotor blade 2 has a substantially rectangular shape that is long and narrow in a direction substantially parallel to the rotor circumferential direction A, and has contact surfaces at both ends in the length direction. 17 are formed.
【００１９】動翼２の先端は、前記のように、ロータ周
方向Ａにほゞ平行な方向をなすように捩じられてあり、
動翼２の前縁１５と後縁１６は、チップシュラウド３の
コンタクト面１７になめらかに接続している。As described above, the tip of the rotor blade 2 is twisted so as to be substantially parallel to the rotor circumferential direction A.
The leading edge 15 and the trailing edge 16 of the rotor blade 2 are smoothly connected to the contact surface 17 of the tip shroud 3.
【００２０】チップシュラウド３は、図１（ｂ），
（ｃ）に示すように、その長さ方向において複数の中空
部１０を備え、また、動翼２の翼部とシャンク１２の部
分には、図１（ａ），（ｄ），（ｅ）に示すように、連
続する複数のロータ半径方向の中空部１０Ａが設けられ
ている。The tip shroud 3 is shown in FIG.
As shown in FIG. 1C, a plurality of hollow portions 10 are provided in the longitudinal direction, and the wing portion of the moving blade 2 and the shank 12 are provided in FIGS. 1A, 1D, and 1E. As shown in the figure, a plurality of continuous hollow portions 10A in the rotor radial direction are provided.
【００２１】タービンの同一の段に属する隣接する動翼
２，２のチップシュラウド３，３は、その長さ方向の両
端のコンタクト面１７で互いに押し合うようにロータ周
方向Ａに対してほゞ平行な方向に連なっている。The tip shrouds 3 and 3 of the adjacent moving blades 2 and 2 belonging to the same stage of the turbine are almost in the circumferential direction A of the rotor so as to press each other at the contact surfaces 17 at both ends in the longitudinal direction. They run in parallel directions.
【００２２】以上のように構成された本実施の形態で
は、チップシュラウド３は動翼２になめらかに接続して
おり、チップシュラウド３の動翼２への付け根の部分に
おける局所的な応力を低減させることができる。In the present embodiment configured as described above, the tip shroud 3 is smoothly connected to the moving blade 2, and the local stress at the base of the tip shroud 3 to the moving blade 2 is reduced. Can be done.
【００２３】また、チップシュラウド３と動翼２は中空
部を有しており、かつ、チップシュラウド３は幅が狭く
ロータの周方向Ａとほゞ平行な方向に長い形状を有して
いるので、翼全体を軽量化して遠心力に起因する捩り戻
り力を小さくすることができる。Further, the tip shroud 3 and the rotor blade 2 have a hollow portion, and the tip shroud 3 has a narrow width and a long shape in a direction substantially parallel to the circumferential direction A of the rotor. In addition, the weight of the entire wing can be reduced to reduce the torsional return force caused by the centrifugal force.
【００２４】従って、シュラウド翼の翼高さを高くして
タービンの効率を高くすることができる。Therefore, the efficiency of the turbine can be increased by increasing the height of the shroud blades.
【００２５】本発明の実施の第２の形態を、図２によっ
て説明する。図２（ａ）において、２はプラットホーム
１１とシャンク１２を備えた動翼であり、その先端にチ
ップシュラウド３が取付けられている。この動翼のＡ１
−Ａ１断面は同図（ｄ）、Ｂ１−Ｂ１断面は同図（ｅ）
のようになっており、その内部は中空１０Ｃとなってい
る。チップシュラウド３は、図２（ｂ）に示すように、
動翼の前縁１５０及び後縁１６が該チップシュラウド３
の一部となるよう形成され、かつ、動翼の腹側面及び背
側面の一部が滑らかに隆起した形状となっている。そし
て、この隆起した部分の頂点近傍に、隣接する動翼との
コンタクト面１７を形成している。A second embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. In FIG. 2A, reference numeral 2 denotes a moving blade provided with a platform 11 and a shank 12, and a tip shroud 3 is attached to the tip thereof. A1 of this bucket
FIG. 4D shows the cross section of FIG. 3A, and FIG.
, And the inside is hollow 10C. The tip shroud 3 is, as shown in FIG.
The leading edge 150 and trailing edge 16 of the bucket are
And a part of the abdominal surface and the back surface of the rotor blade are smoothly raised. A contact surface 17 with an adjacent rotor blade is formed near the apex of the raised portion.
【００２６】このコンタクト面１７は、図２（ｃ）に示
すように、タービンの同一段に属する隣接する動翼２，
２のチップシュラウド３，３を、前記コンタクト面１７
で互いに押し合うようにしてロータ周に連接する働きを
する。As shown in FIG. 2 (c), the contact surface 17 is provided with the adjacent moving blades 2 belonging to the same stage of the turbine.
2 of the chip shroud 3, 3
And presses each other to connect to the circumference of the rotor.
【００２７】またチップシュラウド３と動翼２には、そ
れぞれロータの半径方向に延びる複数の中空部１０Ｂ，
１０Ｃが設けられている。前記動翼２に設けられた複数
の中空部１０Ｃは、プラットホーム１１の部分を通って
シャンク１２まで動翼２の半径方向の全長にわたって延
びていて、図２（ａ）に示すように、動翼２の半径方向
の内方に行くに従って断面が次第に大きくなっている。The tip shroud 3 and the rotor blade 2 each include a plurality of hollow portions 10B extending in the radial direction of the rotor.
10C is provided. The plurality of hollow portions 10C provided in the moving blade 2 extend over the entire length in the radial direction of the moving blade 2 through the portion of the platform 11 to the shank 12, and as shown in FIG. 2, the cross section becomes gradually larger toward the inside in the radial direction.
【００２８】以上のように構成された本実施の形態で
は、チップシュラウド３は動翼２の翼面から滑らか状態
で接続しているので、チップシュラウド３の動翼２への
付け根部分における局所的な応力を低減させることがで
きる。In the present embodiment configured as described above, the tip shroud 3 is connected in a smooth state from the blade surface of the moving blade 2, so that the tip shroud 3 is locally connected to the root of the moving blade 2. Stress can be reduced.
【００２９】また、図２（ｂ），（ｃ）に示すように、
チップシュラウド３の断面積は小さく、かつ、チップシ
ュラウド３と動翼２は中空構造となっているので、翼全
体を軽量化して遠心力に起因する応力を小さくすること
ができる。As shown in FIGS. 2B and 2C,
Since the cross-sectional area of the tip shroud 3 is small and the tip shroud 3 and the moving blade 2 have a hollow structure, the weight of the entire blade can be reduced, and the stress caused by centrifugal force can be reduced.
【００３０】従って、シュラウド翼の翼高さを高くして
タービン効率を高くすることができる。Therefore, the blade efficiency of the shroud blade can be increased to increase the turbine efficiency.
【００３１】本発明の実施の第３の形態を、図３によっ
て説明する。本実施の形態は、以下説明する点以外は図
２に示す前記の本発明の実施の第２の形態と同様である
ので、その説明を省略する。A third embodiment of the present invention will be described with reference to FIG. The present embodiment is the same as the above-described second embodiment of the present invention shown in FIG. 2 except for the points described below, and a description thereof will be omitted.
【００３２】本実施の形態では、前記の本発明の実施の
第２の形態と同様に、動翼２のチップ部（先端部）から
プラットホーム１１の部分を通ってシャンク１２の部分
へ動翼２の半径方向に延びる複数の中空部１０Ｃを備え
ているが、図３（ｆ）に示すように、動翼２のチップ部
近傍の断面の中空率を大きくし、プラットホーム１１の
付近のハブ部近傍の断面へ至るに従って動翼２の中空率
を徐々に減小させている。In this embodiment, similarly to the above-described second embodiment of the present invention, the moving blade 2 is moved from the tip (tip) of the moving blade 2 to the shank 12 through the platform 11. 3F, a plurality of hollow portions 10C extending in the radial direction are provided. As shown in FIG. 3F, the hollow ratio of the cross section near the tip portion of the moving blade 2 is increased, and the vicinity of the hub portion near the platform 11 is increased. The hollow ratio of the moving blade 2 is gradually reduced toward the cross section of FIG.
【００３３】従って、本実施の形態では、大きい遠心力
が作用する動翼２のハブ部より半径方向外方の部分の中
空率を大きくしているので、ハブ部の断面に加わる局所
的な遠心力に起因する応力を減少させ、これによって動
翼２の翼高さを高くすることができる。Therefore, in this embodiment, since the hollow ratio of a portion radially outward of the hub portion of the rotor blade 2 on which a large centrifugal force acts is increased, the local centrifugal force applied to the cross section of the hub portion is increased. The stress caused by the force can be reduced, and thereby the blade height of the bucket 2 can be increased.
【００３４】[0034]
【発明の効果】本発明は、特許請求の範囲の請求項１な
いし４の構成を具備しているので、以上説明したよう
に、シュラウド翼のシュラウドの動翼への付け根部にお
ける応力集中を避けることができ、かつ、シュラウド翼
全体を軽量化して作用する遠心力を低減させることがで
きる。従って、シュラウド翼の翼高さを高くして、ター
ビン効率を向上させることができる。Since the present invention has the features of claims 1 to 4, it is possible to avoid stress concentration at the root of the shroud blade to the bucket as described above. And the centrifugal force acting by reducing the weight of the entire shroud blade can be reduced. Therefore, the blade height of the shroud blade can be increased, and the turbine efficiency can be improved.
【図面の簡単な説明】[Brief description of the drawings]
【図１】本発明の実施の第１の形態を示し、図１（ａ）
はその側面図、図１（ｂ）は図１（ａ）のＣ部の平面
図、図１（ｃ）は隣接する動翼とチップシュラウドを示
す平面図、図１（ｄ）と図１（ｅ）はそれぞれ図１
（ａ）のＡ−Ａ矢視断面図とＢ−Ｂ矢視断面図である。FIG. 1 shows a first embodiment of the present invention, and FIG.
1B is a side view thereof, FIG. 1B is a plan view of a portion C in FIG. 1A, FIG. 1C is a plan view showing an adjacent moving blade and a tip shroud, and FIGS. e) each of FIG.
It is the sectional view on the AA arrow and the sectional view on the BB arrow of (a).
【図２】本発明の実施の第２の形態を示し、図２（ａ）
はその側面図、図２（ｂ）は図２（ａ）のＤ部の平面
図、図２（ｃ）は隣接する動翼とチップシュラウドを示
す平面図、図２（ｄ）と図２（ｅ）はそれぞれ図２
（ａ）のＡ１−Ａ１矢視断面図とＢ１−Ｂ１矢視断面図
である。FIG. 2 shows a second embodiment of the present invention, and FIG.
2B is a side view thereof, FIG. 2B is a plan view of a portion D in FIG. 2A, FIG. 2C is a plan view showing an adjacent blade and a tip shroud, and FIGS. 2D and 2 ( e) each of FIG.
FIG. 3A is a cross-sectional view taken along the line A1-A1 and a cross-sectional view taken along the line B1-B1 of FIG.
【図３】本発明の実施の第３の形態を示し、図３（ａ）
はその側面図、図３（ｂ）は図３（ａ）のＥ部の平面
図、図３（ｃ）は隣接する動翼とチップシュラウドを示
す平面図、図３（ｄ）と図３（ｅ）はそれぞれ図３
（ａ）のＡ２−Ａ２矢視断面図とＢ２−Ｂ２矢視断面
図、図３（ｆ）は本実施の形態の動翼の中空率分布を示
すグラフである。FIG. 3 shows a third embodiment of the present invention, and FIG.
3B is a side view thereof, FIG. 3B is a plan view of a portion E in FIG. 3A, FIG. 3C is a plan view showing an adjacent moving blade and a tip shroud, and FIG. 3D and FIG. e) each of FIG.
FIG. 3A is a sectional view taken along the line A2-A2 and a sectional view taken along the line B2-B2, and FIG. 3F is a graph showing a hollow ratio distribution of the moving blade of the present embodiment.
【図４】図４（ａ）は従来のタービンのシュラウド翼の
部分の側面図、図４（ｂ）は同従来のタービンのシュラ
ウド翼のチップシュラウドの部分の平面図である。FIG. 4A is a side view of a shroud blade portion of the conventional turbine, and FIG. 4B is a plan view of a tip shroud portion of the shroud blade of the conventional turbine.
１ ケーシング ２ 動翼 ３ チップシュラウド ５ 静翼 １０，１０Ａ，１０Ｂ，１０Ｃ 中空部 １１ プラットホーム １２ シャンク １５ 動翼の前縁 １６ 動翼の後縁 １７ コンタクト面 Ａ ロータの周方向 Reference Signs List 1 casing 2 moving blade 3 tip shroud 5 stationary blade 10, 10A, 10B, 10C hollow portion 11 platform 12 shank 15 leading edge of moving blade 16 trailing edge of moving blade 17 contact surface A circumferential direction of rotor
Claims (4)
周方向に長い形状を有するシュラウドを備え、隣接する
動翼のシュラウド同士が互いに押し合うようにしてロー
タ周方向に連なって配置される構造となっていることを
特徴とするタービンのシュラウド翼。1. A shroud which is attached to a tip of a twisted rotor blade and has a shape elongated in a circumferential direction of a rotor, wherein shrouds of adjacent rotor blades are arranged continuously in a circumferential direction of the rotor so as to press each other. A shroud blade for a turbine, characterized by having a structure that:
又は背側面からロータ周方向に向けて滑らかに隆起した
シュラウドを備え、隣接する動翼のシュラウド同士が互
いに押し合うようにしてロータ周方向に連なって配置さ
れる構造となっていることを特徴とするタービンのシュ
ラウド翼。2. A shroud which is attached to a tip of a moving blade and smoothly rises in a rotor circumferential direction from an abdominal surface or a rear surface of the moving blade, so that shrouds of adjacent moving blades press each other. A shroud blade for a turbine, wherein the shroud blade is arranged continuously in a circumferential direction of a rotor.
とを特徴とする請求項１又は２に記載のタービンのシュ
ラウド翼。3. The shroud blade of a turbine according to claim 1, wherein a portion of the shroud is hollow.
ビンのシュラウド翼において、動翼を中空構造とし、そ
の先端部近傍の断面に比べてそのハブ部近傍の断面の中
空率を低下させたことを特徴とするタービンのシュラウ
ド翼。4. A shroud blade of a turbine in which a shroud is attached to a tip of a moving blade, wherein the moving blade has a hollow structure, and a hollow ratio of a cross section near a hub portion is reduced as compared with a cross section near a tip portion. A shroud blade for a turbine.
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP18371597A JPH10317904A (en) | 1997-03-17 | 1997-07-09 | Shroud blade for turbine |
Applications Claiming Priority (3)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| JP9-62992 | 1997-03-17 | ||
| JP6299297 | 1997-03-17 | ||
| JP18371597A JPH10317904A (en) | 1997-03-17 | 1997-07-09 | Shroud blade for turbine |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| JPH10317904A true JPH10317904A (en) | 1998-12-02 |
Family
ID=26404064
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| JP18371597A Withdrawn JPH10317904A (en) | 1997-03-17 | 1997-07-09 | Shroud blade for turbine |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPH10317904A (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP1267037A2 (en) * | 2001-04-16 | 2002-12-18 | United Technologies Corporation | Cooled hollow tip shroud of a turbine blade |
| US6733231B2 (en) | 2001-04-10 | 2004-05-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Vapor tube structure of gas turbine |
| US6736596B2 (en) | 2001-06-14 | 2004-05-18 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Shroud integral type moving blade and split ring of gas turbine |
| US6872047B2 (en) | 2001-04-11 | 2005-03-29 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Steam-cooling-type turbine |
| JP2008088951A (en) * | 2006-10-05 | 2008-04-17 | Hitachi Ltd | Steam turbine rotor blade |
| WO2021095695A1 (en) * | 2019-11-14 | 2021-05-20 | 三菱パワー株式会社 | Turbine blade, and gas turbine |
-
1997
- 1997-07-09 JP JP18371597A patent/JPH10317904A/en not_active Withdrawn
Cited By (9)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6733231B2 (en) | 2001-04-10 | 2004-05-11 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Vapor tube structure of gas turbine |
| US6872047B2 (en) | 2001-04-11 | 2005-03-29 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Steam-cooling-type turbine |
| EP1267037A2 (en) * | 2001-04-16 | 2002-12-18 | United Technologies Corporation | Cooled hollow tip shroud of a turbine blade |
| EP1267037A3 (en) * | 2001-04-16 | 2004-02-04 | United Technologies Corporation | Cooled hollow tip shroud of a turbine blade |
| US6736596B2 (en) | 2001-06-14 | 2004-05-18 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Shroud integral type moving blade and split ring of gas turbine |
| JP2008088951A (en) * | 2006-10-05 | 2008-04-17 | Hitachi Ltd | Steam turbine rotor blade |
| US8333562B2 (en) | 2006-10-05 | 2012-12-18 | Hitachi, Ltd. | Long steam turbine rotor blade having particular cover |
| WO2021095695A1 (en) * | 2019-11-14 | 2021-05-20 | 三菱パワー株式会社 | Turbine blade, and gas turbine |
| US11802484B2 (en) | 2019-11-14 | 2023-10-31 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US7220100B2 (en) | Crescentic ramp turbine stage | |
| US7134842B2 (en) | Scalloped surface turbine stage | |
| JP5551856B2 (en) | Airfoil for use in a rotating machine and method of making the same | |
| US7249933B2 (en) | Funnel fillet turbine stage | |
| JP4902157B2 (en) | Turbine blade with a groove at the tip | |
| JP2006009801A (en) | Bucket design provided with integral cover | |
| US8206115B2 (en) | Scalloped surface turbine stage with trailing edge ridges | |
| US6506022B2 (en) | Turbine blade having a cooled tip shroud | |
| JP3986798B2 (en) | Turbine blade type, turbine blade and turbine cascade of axial flow turbine | |
| EP0997612A3 (en) | Bladed ducting for turbomachinery | |
| US9017030B2 (en) | Turbine component including airfoil with contour | |
| JP2011513628A (en) | Blade with non-axisymmetric platform and depression and protrusion on outer ring | |
| JPH11280403A (en) | Frequency adjusting hybrid blade | |
| JP5579965B2 (en) | Apparatus for manufacturing a rotor assembly | |
| JPH112101A (en) | Gas turbine cooling moving blade | |
| EP2382373A1 (en) | Curved platform turbine blade | |
| JP2008038910A (en) | Turbine blade tip shroud | |
| JP3776828B2 (en) | Turbo machine | |
| JP2008545097A (en) | Turbine machine blade | |
| JP2002371802A (en) | Shroud integrated type moving blade in gas turbine and split ring | |
| JP3997575B2 (en) | Wings | |
| JP4191621B2 (en) | Turbine blade | |
| JP2004324646A (en) | Method and device for supporting tip of airfoil structurally | |
| JPH10317904A (en) | Shroud blade for turbine | |
| JP2004286013A (en) | Method and apparatus for reducing flow across compressor airfoil tip |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| A300 | Withdrawal of application because of no request for examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20041005 |