JPH11324604A - リブ付タ―ビンブレ―ドチップ - Google Patents

リブ付タ―ビンブレ―ドチップ

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JPH11324604A
JPH11324604A JP10324814A JP32481498A JPH11324604A JP H11324604 A JPH11324604 A JP H11324604A JP 10324814 A JP10324814 A JP 10324814A JP 32481498 A JP32481498 A JP 32481498A JP H11324604 A JPH11324604 A JP H11324604A
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ribs
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rib
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チング−パング・リー
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
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    • F05D2250/18Two-dimensional patterned
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Abstract

(57)【要約】 (修正有) 【課題】ガスタービンブレードのスクイラーチップにお
いて、冷却空気の一段と効果的な使用によりエンジン効
率を高め、タービンブレードの耐用寿命を延ばす構成の
提供。 【解決手段】ガスタービンエンジンタービンブレード1
0用のスクイーラチップ28は、翼形30を有するエー
ロフォイルチップキャップ29を含んでおり、その正圧
側32と負圧側34はチップキャップ29の翼弦方向に
離隔した前縁20と後縁22にて互いに結合している。
スクイーラチップ28は、前縁20と後縁22の間でチ
ップキャップ29から外側に延在した複数のスクイーラ
リブ36、及びスクイーラリブ36間の実質的に平行な
溝38をさらに含んでいる。スクイーラリブ36及び溝
は矩形断面を有していてもよいし、前縁リブ48をさら
に含んでいてもよい。

Description

【発明の詳細な説明】
【0001】
【発明の属する技術分野】本発明は、概括的にはガスタ
ービンエンジンにおけるタービンロータブレードチップ
シールに関するものであり、具体的にはブレードの負圧
側と正圧側の間に延在するリブの付いたスクイーラチッ
プに関する。
【0002】
【従来の技術】ガスタービンエンジン効率の低下が、タ
ービンにおいて回転タービンブレードとそれらを取り囲
む静止シールもしくはシュラウドとの間の間隙を通して
の高温膨張燃焼ガスの漏洩に起因することはよく知られ
ている。効率低下を防止するためのかかる相対回転部材
間のシーリングの問題は、エンジンのタービンセクショ
ンにおいては高温及び過渡的遠心過重のため非常に困難
である。
【0003】タービンブレードとシュラウド間のシーリ
ングを改善するための周知の方法の一つは、タービンブ
レードにスクイーラチップを設けることである。スクイ
ーラチップは、ブレード内部の冷却空気チャンバをふさ
ぐタービンブレード外側端のエンドキャップの周縁に外
側に突き出た比較的小さな高さの連続周縁端壁を含んで
いる。
【0004】エンジン作動中、温度変化によってブレー
ドロータとシュラウド間で熱膨張及び収縮速度に差が生
じ、ブレード先端(チップ)とシュラウドのこすれ(r
ubbing)を起こすおそれがある。ブレードに働く
遠心力並びにシュラウドに働く構造力によってそれらが
変形し、かかる変形によっても境界でこすれを生じるお
それがある。これはロータが急激に加速されるエンジン
加速時に殊に当てはまる。
【0005】回転ブレードとその周囲の静止シュラウド
の境界でのこすれはブレードチップの加熱を起こして、
ブレードチップ及びシュラウドに過度の摩耗及び損傷を
もたらす。そこでブレードチップを冷却することが望ま
しい。しかし、スクイーラ型ブレードチップの場合、上
記のような境界こすれで起こる加熱は、実際にはスクイ
ーラチップのエンドキャップと周縁端壁とで画定される
キャビティの存在によって高まる。従って、スクイーラ
型ブレードチップはシーリングの向上に利するものの、
実際には追加冷却を必要とする。スクイーラチップの冷
却は従来、冷却空気チャンバからキャビティへと通じる
チップキャップ内のチップ冷却孔によって施されてい
る。
【0006】タービンブレードの交換及び補修は複雑で
比較的高コストであることから、ブレードチップ及び個
々のブレードの耐用寿命をできる限り長くするのが望ま
しい。この目的を達成するためブレードチップ冷却が慣
用されてきた。ブレードチップを冷却するための空気流
を向けるための孔を設けることは、例えばZelahy
の米国特許第4247254号に開示されているように
従来技術で知られており、Horvathの米国特許第
4540339号に開示されているようにスクイーラ型
ブレードチップに応用されている。
【0007】タービンエンジンブレードの設計者及び技
術者は、タービンブレードの耐用寿命を延ばしかつエン
ジンの作動コストを低減するため、一段と効率的なター
ビンブレードのチップ冷却方式を開発すべく絶えず努力
している。しかし、これを達成すべく使用される冷却空
気は全体としての燃費の点で不経済である。そこで、タ
ービンブレードチップの冷却を遂行するのに利用可能な
冷却空気を一段と効果的かつ効率的に使用することがタ
ービンブレードの耐用寿命を延ばすためだけでなく、エ
ンジンの効率を高めてエンジン作動コストを低減するた
めにも望ましい。従って、利用可能な冷却空気を一段と
効果的かつ効率的に使用することのできるスクイーラチ
ップ設計に対するニーズが存在し続けている。
【0008】
【課題を解決するための手段】ガスタービンエンジンタ
ービンブレード用のスクイーラチップは、翼形を有する
エーロフォイルチップキャップで、当該チップキャップ
の翼弦方向に離隔した前縁と後縁にて正圧側と負圧側が
互いに結合したチップキャップを含んでいる。当該スク
イーラチップは、前縁と後縁の間で上記チップキャップ
から外側に延在した複数のスクイーラリブ、及びスクイ
ーラリブ間の実質的に平行な溝をさらに含んでいる。上
記スクイーラリブ及び溝は正圧側と負圧側の間で矩形断
面を有していてもよい。上記スクイーラリブは、負圧側
の後縁を含む部分に沿った後縁リブ及び/又は前縁の少
なくとも軸方向延長部の周りでカーブした前縁リブをさ
らに含んでいてもよい。上記スクイーラリブは、軸後部
方向に負圧側の前縁から正圧側の後縁に向かって傾斜し
ていてもよい。
【0009】スクイーラリブ間に溝を横切るように溝リ
ブを配設してもよく、各々の溝を横切る溝リブが1つず
つ配設されるように配置し得る。スクイーラチップはス
クイーラリブ間の溝にチップキャップを貫通した開口が
全くないように構成し得る。スクイーラチップは、スク
イーラリブに対してチップキャップの内側に位置する内
部冷却チャンバ部をもった中空エーロフォイル部を含ん
でいてもよい。中空エーロフォイル内に内部冷却リブ部
をチップキャップと一体に配設してもよい。
【0010】本発明のさらに具体的な実施形態は、正圧
側壁と負圧側壁とがエーロフォイルの翼弦方向に離隔し
た前縁と後縁にて互いに結合しかつブレード根元からス
クイーラチップまで縦方向に延在するエーロフォイル外
壁をもつエーロフォイルを有するガスタービンエンジン
タービンブレードである。上記両側壁は前縁と後縁の間
互いに離隔していて、かつ1以上の冷却回路を画定する
複数の内部リブによって互いに結合している。スクイー
ラチップは、ブレードの正圧側壁及び負圧側壁と一致し
た正圧側及び負圧側をもつ翼形のエーロフォイルチップ
キャップを含んでいる。複数のスクイーラリブが前縁と
後縁の間でチップキャップから外側に延在していて、実
質的に平行な溝がスクイーラリブ間にある。
【0011】
【発明の効果】本発明の与える有利な効果には、スクイ
ーラチップキャビティに不経済な冷却空気を使用せず
に、従来のスクイーラチップよりも格段に低温でスクイ
ーラチップが作動することがある。本発明のもう一つの
有利な効果は、最小限のフィルム冷却しか必要とされ
ず、スクイーラチップキャップへの伝導によって冷却が
簡単なことである。正圧側から負圧側に向かう傾斜チッ
プリブの向きに沿っての翼先端漏洩流は、リブ方向に沿
っての正圧側と負圧側の圧力勾配が小さいために小さ
い。チップリブの向きに垂直な翼先端漏洩流も、従来の
スクイーラチップ設計における2つの制限要素に比べる
と多数のリブ制限を有するので低減する。正圧側から負
圧側に向かっての全体としての翼先端漏洩流は従来のス
クイーラチップ設計に比べて減少する。チップリブはエ
ーロフォイルと一体物として鋳造することができ、リブ
付チップの使用に対して従来のスクイーラチップと同様
にサービス補修が可能である。チップリブは、また、エ
ーロフォイルに容易にろう付できる単一物品としてチッ
プキャップと一体に鋳造することもできる。
【0012】
【発明の実施の形態】本発明の特徴的事項と考える新規
な態様を特許請求の範囲に記載し、明示した。以下、添
付の図面を参照しながら、本発明をその目的及び有利な
効果と併せてさらに具体的に説明する。図1及び図3に
示したのは、ガスタービンエンジン用のタービンブレー
ド10の具体例である。ブレード10はエーロフォイル
12及び根元14を含んでおり、根元14はブレード1
0をエンジンのロータディスクに従来通り固定するのに
用いられる。エーロフォイル12は外壁15を有してお
り、その正圧側壁16と負圧側壁18は翼弦Cに関して
軸方向(すなわち翼弦方向)に離隔した上流の前縁20
と下流の後縁22に沿って互いに結合している。エーロ
フォイル12は、エーロフォイル12のスパン方向の縦
軸(すなわち半径方向軸)24に沿って半径方向内側の
基部26から半径方向外側のスクイーラチップ28まで
縦方向に延在し、エーロフォイルのスパンSをなす。
【0013】スクイーラチップ28は翼形30のエーロ
フォイルチップキャップ29を有しており、それぞれ正
圧側壁16と負圧側壁18に一致する正圧側32と負圧
側34はチップキャップの翼弦方向に離隔した前縁20
と後縁22にて互いに結合している。複数のスクイーラ
リブ36が前縁20と後縁22の間でチップキャップ2
9から外側に延在しており、スクイーラリブ間に実質的
に平行な溝38が配設されている。
【0014】スクイーラリブ36及び溝38は、好まし
くは、正圧側32と負圧側34の間で矩形断面40を有
する。スクイーラリブ36は、好ましくは、負圧側34
の後縁22を含む部分44に沿って後縁リブ42を含
む。加えて或いはその代わりに、スクイーラリブ36
は、好ましくは、前縁20の少なくとも軸方向延長部5
0の周りでカーブした前縁リブ48を含む。スクイーラ
リブ36は、好ましくは、軸後部方向46に負圧側34
の前縁20から正圧側32の後縁22に向かって傾斜す
る。エンジン作動中、同一軸方向位置では負圧側34よ
りも正圧側32で圧力が高く、前縁20から後縁22に
向かって圧力が減少するという表面静圧分布がエーロフ
ォイル12に存在する。正圧側32から負圧側34に向
かっての翼先端漏洩流があるとすれば、上述の配向をも
つスクイーラリブ36に沿った溝を通じて導かれる。ス
クイーラリブ36に沿った溝38を通しての圧力勾配は
上述の圧力分布の特性のため最小限となる。そのため翼
先端漏洩流が減少する。
【0015】図2は、スクイーラチップ28の別の構成
を示すもので、溝リブ60がスクイーラリブ36間にそ
れと垂直に溝を横切るように配設されている。スクイー
ラチップ28は好ましくは各々の溝38を横切って配設
される溝リブが1つだけとなるような配列の溝リブ38
を有するが、各々の溝に2以上の溝リブを配設してもよ
い。スクイーラチップは、冷却空気を節約するため、ス
クイーラリブ36間の溝38にチップキャップ29を貫
通した開口が全くないように構成し得る。溝リブは圧力
側32から負圧側34への翼先端漏洩流をさらにブロッ
クするように設計され、好ましくは、チップキャップ2
9を通しての伝導冷却のための有効な手段を与えるため
にも翼弦Cに沿うようにチップキャップの中央に位置す
る。
【0016】エーロフォイル基部26は、エーロフォイ
ル12の内側流れ境界を形成する従来のプラットホーム
31にて画定され、その下に根元14が延びている。ブ
レード10の作動時には、燃焼器(図示せず)で燃焼ガ
スが発生して、エーロフォイル側壁16及び18上を下
流に流れる。エーロフォイル12の冷却は、スクイーラ
リブ36に対してチップキャップ29の内側に位置する
エーロフォイル内部の冷却チャンバ部74をもった中空
エーロフォイル部によって提供される。
【0017】図3に示したのは本発明のさらに具体的な
実施形態であり、中空エーロフォイル12内の冷却チャ
ンバ76は、米国特許第5660524号、同第559
1007号及び米国特許出願第08/971305号
(特願平10−324815に対応)等の技術文献にみ
られるような少なくとも1つの冷却回路80を含んでい
る。正圧側壁16及び負圧側壁18は前縁20と後縁2
2の間で周方向(すなわち横方向)に互いに離隔してい
て複数の内部リブ90で一体としてつながっており、内
部リブ90は、外側段蛇行部92a及び内側段蛇行部9
4aをそれぞれ有する外側冷却回路92及び内側冷却回
路94として示す少なくとも独立した複数の冷却通路を
画定する。
【0018】内部冷却リブ90は、中空エーロフォイル
12内に配設されかつチップキャップ29と一体の内部
冷却リブ部98を含んでいる。これは、熱伝導及び対流
によってチップキャップ29及びスクイーラリブ36及
び溝リブ60を冷却するのにさらに役立つ。内側入口流
路140aと外側入口流路140bは、従来通り冷却空
気142を受け入れるため、根元14内部のエーロフォ
イル基部26下方の共通平面で始まる。冷却空気142
はこうして一段と効率的に利用され、圧縮機から抽気さ
れる冷却空気の量が減って、ガスタービンエンジンの全
体的作動効率が上昇する。
【0019】前縁冷却プレナム170は最前部のスパン
リブ171と外壁15の前縁20との間に形成される。
後縁冷却プレナム172は最後部のスパンリブ175と
外壁15の後縁22との間に形成される。最前部スパン
リブ171内の冷却空気排出口174は冷却空気を外側
入口流路140aから前縁冷却プレナム170に供給
し、そこから従来の前縁シャワーヘッド冷却孔144を
通して冷却吸気が流出する。最後部スパンリブ175内
の冷却空気排出口174は冷却空気を内側出口流路14
1から後縁冷却プレナム172に供給し、そこから従来
の後縁冷却孔146を通して冷却空気が流出する。これ
は前縁20及び後縁22を冷却するために用いられる。
【0020】エーロフォイルは、前縁と後縁の間の外壁
15の片側又は両側の複数の下流傾斜フィルム冷却孔1
48を含んでいてもよい。エーロフォイル12は、その
他にも、当技術分野で周知のタービュレータもしくはピ
ン(図示せず)等のエーロフォイルの冷却を促進するた
めの慣用手段を有していてもよい。
【0021】以上本発明の例示的で好ましいと考えられ
る実施形態について記載してきたが、本発明についての
その他様々な修正は本明細書の教示内容から当業者には
自明であり、添付の特許請求の範囲においてかかる修正
のすべてが本発明の真の技術的思想及び技術的範囲に属
するものとして保護されることを望むものである。そこ
で米国特許で保護されることを望むのは特許請求の範囲
に記載され明示された事項である。
【図面の簡単な説明】
【図1】 本発明の例示的な実施形態によるリブ付チッ
プキャップを有するガスタービンエンジンブレードエー
ロフォイルの外側部分の透視図。
【図2】 本発明の別の実施形態によるリブ付チップキ
ャップを有するガスタービンエンジンブレードエーロフ
ォイルの外側部分の透視図。
【図3】 図1に示すガスタービンエンジンブレードエ
マルジョンの3−3線に沿っての断面図。
【符号の説明】
10 タービンブレード 12 エーロフォイル 14 根元 15 外壁 16 正圧側壁 18 負圧側壁 20 前縁 22 後縁 24 半径方向軸 26 エーロフォイル基部 28 スクイーラチップ 29 エーロフォイルチップキャップ 32 正圧側 34 負圧側 36 スクイーラリブ 38 溝 42 後縁リブ 48 前縁リブ 60 溝リブ 76 冷却チャンバ 80 冷却回路 90 内部冷却リブ 140a 内側入口流路 140b 外側入口流路 141 内側出口流路 142 冷却空気 144 シャワーヘッド冷却孔 146 後縁冷却孔 148 下流傾斜フィルム冷却孔 170 前縁冷却プレナム 171 最前部スパンリブ 172 後縁冷却プレナム 175 最後部スパンリブ

Claims (10)

    【特許請求の範囲】
  1. 【請求項1】 翼形(30)を有するエーロフォイルチ
    ップキャップ(29)で、チップキャップ(29)の翼
    弦方向に離隔した前縁(20)と後縁(22)にて互い
    に結合した正圧側(32)と負圧側(34)を含むチッ
    プキャップ(29)、 前縁(20)と後縁(22)の間でチップキャップ(2
    9)から外側に延在する複数のスクイーラリブ(3
    6)、及びスクイーラリブ(36)間の実質的に平行な
    溝(38)を含んでなる、ガスタービンエンジンタービ
    ンブレード(10)用スクイーラチップ(28)。
  2. 【請求項2】 スクイーラリブ(36)及び溝が正圧側
    (32)と負圧側(34)の間で矩形断面(40)を有
    する、請求項1記載のスクイーラチップ(28)。
  3. 【請求項3】 スクイーラリブ(36)が、負圧側の後
    縁(22)を含む部分に沿って後縁リブ(42)を含ん
    でいる、請求項1記載のスクイーラチップ(28)。
  4. 【請求項4】 スクイーラリブ(36)が、前縁(2
    0)の少なくとも軸方向延長部の周りでカーブした前縁
    リブ(48)を含んでいる、請求項3記載のスクイーラ
    チップ(28)。
  5. 【請求項5】 スクイーラリブ(36)が、軸後部方向
    (46)に負圧側の前縁(20)から正圧側の後縁(2
    2)に向かって傾斜している、請求項1記載のスクイー
    ラチップ(28)。
  6. 【請求項6】 スクイーラリブ(36)間に溝を横切っ
    て配設された溝リブ(60)をさらに含んでなる、請求
    項1記載のスクイーラチップ(28)。
  7. 【請求項7】 正圧側壁(16)と負圧側壁(18)と
    がエーロフォイル(12)の翼弦方向に離隔した前縁
    (20)と後縁(22)にて互いに結合しかつブレード
    根元(14)からスクイーラチップ(28)まで縦方向
    に延在するエーロフォイル外壁(15)をもつエーロフ
    ォイル(12)を含んでなるガスタービンエンジンター
    ビンブレード(10)であって、 側壁(16,18)は前縁(20)と後縁(22)の間
    互いに離隔していて、かつ1以上の冷却回路(80)を
    画定する複数の内部リブ(90)によって互いに結合し
    ており、 スクイーラチップ(28)は、上記正圧側壁(16)及
    び負圧側壁(18)と一致した正圧側(32)及び負圧
    側(32、34)をもつ翼形(30)のエーロフォイル
    チップキャップ(29)、前縁(20)と後縁(22)
    の間でチップキャップ(29)から外側に延在する複数
    のスクイーラリブ(36)をもつ翼形(30)のエーロ
    フォイルチップキャップ(29)、並びにスクイーラリ
    ブ(36)間の実質的に平行な溝(38)を含んでい
    る、ガスタービンエンジンタービンブレード(10)。
  8. 【請求項8】 スクイーラリブ(36)が、負圧側の後
    縁(22)を含む部分に沿った後縁リブ(42)及び前
    縁(20)の少なくとも軸方向延長部の周りでカーブし
    た前縁リブ(48)を含んでいて、スクイーラリブ(3
    6)が軸後部方向(46)に負圧側の前縁(20)から
    正圧側の後縁(22)に向かって傾斜している、請求項
    7記載のブレード。
  9. 【請求項9】 スクイーラリブ(36)及び溝が正圧側
    (32)と負圧側(34)の間で矩形断面(40)を有
    する、請求項8記載のブレード。
  10. 【請求項10】 スクイーラリブ(36)間に溝(3
    8)を横切って配設された溝リブをさらに含んでなる、
    請求項8記載のブレード。
JP32481498A 1997-11-17 1998-11-16 ガスタービンエンジンタービンブレード用スクイーラ及びガスタービンエンジンタービンブレード Expired - Fee Related JP3844324B2 (ja)

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Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013194733A (ja) * 2012-03-15 2013-09-30 General Electric Co <Ge> 剛性対重量比率が向上したターボ機械ブレード
JP2014227957A (ja) * 2013-05-24 2014-12-08 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン動翼
US10697311B2 (en) 2014-11-20 2020-06-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine

Families Citing this family (76)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP3615907B2 (ja) * 1997-06-12 2005-02-02 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却翼
US6099252A (en) * 1998-11-16 2000-08-08 General Electric Company Axial serpentine cooled airfoil
US6126396A (en) * 1998-12-09 2000-10-03 General Electric Company AFT flowing serpentine airfoil cooling circuit with side wall impingement cooling chambers
US6186741B1 (en) * 1999-07-22 2001-02-13 General Electric Company Airfoil component having internal cooling and method of cooling
US6234747B1 (en) * 1999-11-15 2001-05-22 General Electric Company Rub resistant compressor stage
US6478537B2 (en) * 2001-02-16 2002-11-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Pre-segmented squealer tip for turbine blades
WO2003080998A1 (de) * 2002-03-25 2003-10-02 Alstom Technology Ltd Gekühlte turbinenschaufel
US6994524B2 (en) * 2004-01-26 2006-02-07 United Technologies Corporation Hollow fan blade for gas turbine engine
US7118326B2 (en) * 2004-06-17 2006-10-10 Siemens Power Generation, Inc. Cooled gas turbine vane
US7464554B2 (en) * 2004-09-09 2008-12-16 United Technologies Corporation Gas turbine combustor heat shield panel or exhaust panel including a cooling device
US7435053B2 (en) * 2005-03-29 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. Turbine blade cooling system having multiple serpentine trailing edge cooling channels
GB0513377D0 (en) * 2005-06-30 2005-08-03 Rolls Royce Plc A blade
US7458780B2 (en) * 2005-08-15 2008-12-02 United Technologies Corporation Hollow fan blade for gas turbine engine
US7993105B2 (en) * 2005-12-06 2011-08-09 United Technologies Corporation Hollow fan blade for gas turbine engine
US7513743B2 (en) * 2006-05-02 2009-04-07 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with wavy squealer tip rail
US7600977B2 (en) * 2006-05-08 2009-10-13 General Electric Company Turbine blade tip cap
US8500396B2 (en) * 2006-08-21 2013-08-06 General Electric Company Cascade tip baffle airfoil
US7572102B1 (en) * 2006-09-20 2009-08-11 Florida Turbine Technologies, Inc. Large tapered air cooled turbine blade
US8425183B2 (en) * 2006-11-20 2013-04-23 General Electric Company Triforial tip cavity airfoil
US7713026B1 (en) * 2007-03-06 2010-05-11 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine bladed with tip cooling
US20080317597A1 (en) * 2007-06-25 2008-12-25 General Electric Company Domed tip cap and related method
GB0724612D0 (en) * 2007-12-19 2008-01-30 Rolls Royce Plc Rotor blades
US8167572B2 (en) 2008-07-14 2012-05-01 Pratt & Whitney Canada Corp. Dynamically tuned turbine blade growth pocket
US8092178B2 (en) * 2008-11-28 2012-01-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
GB0901129D0 (en) * 2009-01-26 2009-03-11 Rolls Royce Plc Rotor blade
US8192146B2 (en) * 2009-03-04 2012-06-05 Siemens Energy, Inc. Turbine blade dual channel cooling system
US8118553B2 (en) * 2009-03-20 2012-02-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with dual serpentine cooling chambers
US8313287B2 (en) 2009-06-17 2012-11-20 Siemens Energy, Inc. Turbine blade squealer tip rail with fence members
US8852720B2 (en) * 2009-07-17 2014-10-07 Rolls-Royce Corporation Substrate features for mitigating stress
EP2309098A1 (en) * 2009-09-30 2011-04-13 Siemens Aktiengesellschaft Airfoil and corresponding guide vane, blade, gas turbine and turbomachine
JP5767248B2 (ja) 2010-01-11 2015-08-19 ロールス−ロイス コーポレイション 環境障壁コーティングに加わる熱又は機械的応力を軽減するための特徴体
US8435004B1 (en) * 2010-04-13 2013-05-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip rail cooling
GB2483059A (en) * 2010-08-23 2012-02-29 Rolls Royce Plc An aerofoil blade with a set-back portion
US9091177B2 (en) 2012-03-14 2015-07-28 United Technologies Corporation Shark-bite tip shelf cooling configuration
US9091176B2 (en) * 2012-06-05 2015-07-28 United Technologies Corporation Turbomachinery component cooling scheme
US9260972B2 (en) * 2012-07-03 2016-02-16 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9957817B2 (en) * 2012-07-03 2018-05-01 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9951629B2 (en) * 2012-07-03 2018-04-24 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9777582B2 (en) * 2012-07-03 2017-10-03 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9334742B2 (en) 2012-10-05 2016-05-10 General Electric Company Rotor blade and method for cooling the rotor blade
US8920124B2 (en) 2013-02-14 2014-12-30 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with contoured chamfered squealer tip
US10040094B2 (en) 2013-03-15 2018-08-07 Rolls-Royce Corporation Coating interface
WO2015020720A2 (en) 2013-06-17 2015-02-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine component with rib support
EP3063372B1 (en) * 2013-11-01 2022-02-16 Raytheon Technologies Corporation Turbine airfoil and corresponding method for reducing airfoil tip leakage losses
EP3090130B8 (en) * 2013-12-30 2021-04-07 Raytheon Technologies Corporation Airfoils
FR3026428B1 (fr) * 2014-09-30 2019-10-25 Safran Aircraft Engines Aube de rotor de turbomachine a lechettes radiales
US10156157B2 (en) * 2015-02-13 2018-12-18 United Technologies Corporation S-shaped trip strips in internally cooled components
CA2980341C (en) 2015-04-08 2021-11-30 Horton, Inc. Fan blade surface features
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
US10946473B2 (en) 2015-05-14 2021-03-16 General Electric Company Additive manufacturing on 3-D components
FR3037829B1 (fr) * 2015-06-29 2017-07-21 Snecma Noyau pour le moulage d'une aube ayant des cavites superposees et comprenant un trou de depoussierage traversant une cavite de part en part
US10010937B2 (en) 2015-11-09 2018-07-03 General Electric Company Additive manufacturing method for making overhanging tabs in cooling holes
US10487664B2 (en) 2015-11-09 2019-11-26 General Electric Company Additive manufacturing method for making holes bounded by thin walls in turbine components
US10487677B2 (en) 2015-11-10 2019-11-26 General Electric Company Turbine component having a seal slot and additive manufacturing process for making same
US10350684B2 (en) 2015-11-10 2019-07-16 General Electric Company Additive manufacturing method for making complex film holes
US10648346B2 (en) * 2016-07-06 2020-05-12 General Electric Company Shroud configurations for turbine rotor blades
US10465521B2 (en) 2016-10-26 2019-11-05 General Electric Company Turbine airfoil coolant passage created in cover
US10450950B2 (en) 2016-10-26 2019-10-22 General Electric Company Turbomachine blade with trailing edge cooling circuit
US10598028B2 (en) 2016-10-26 2020-03-24 General Electric Company Edge coupon including cooling circuit for airfoil
US10352176B2 (en) 2016-10-26 2019-07-16 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10233761B2 (en) 2016-10-26 2019-03-19 General Electric Company Turbine airfoil trailing edge coolant passage created by cover
US10301946B2 (en) 2016-10-26 2019-05-28 General Electric Company Partially wrapped trailing edge cooling circuits with pressure side impingements
US10273810B2 (en) 2016-10-26 2019-04-30 General Electric Company Partially wrapped trailing edge cooling circuit with pressure side serpentine cavities
US10309227B2 (en) * 2016-10-26 2019-06-04 General Electric Company Multi-turn cooling circuits for turbine blades
US10450875B2 (en) 2016-10-26 2019-10-22 General Electric Company Varying geometries for cooling circuits of turbine blades
US10883373B2 (en) * 2017-03-02 2021-01-05 Rolls-Royce Corporation Blade tip seal
KR101985093B1 (ko) * 2017-09-12 2019-05-31 두산중공업 주식회사 블레이드 팁의 실링구조와 이를 포함하는 가스터빈
US11293288B2 (en) 2017-10-31 2022-04-05 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine blade with tip trench
CN108223023B (zh) * 2018-01-10 2019-12-17 清华大学 基于凹槽射流的流动控制方法及装置
US10787932B2 (en) * 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
US11225874B2 (en) * 2019-12-20 2022-01-18 Raytheon Technologies Corporation Turbine engine rotor blade with castellated tip surface
CN111255730B (zh) * 2020-01-15 2021-03-16 武汉大学 一种凸缘-沟槽复合式叶顶间隙泄露涡空化抑制器
FR3107078B1 (fr) 2020-02-07 2023-01-13 Safran Helicopter Engines Aube de rotor pour une turbomachine
CN112031878A (zh) * 2020-11-05 2020-12-04 中国航发沈阳黎明航空发动机有限责任公司 一种涡轮转子叶片叶尖双层壁结构
CN113530612B (zh) * 2021-06-24 2022-11-11 西北工业大学 一种具有提高涡轮气热性能的复合叶顶凹槽结构
US11814965B2 (en) 2021-11-10 2023-11-14 General Electric Company Turbomachine blade trailing edge cooling circuit with turn passage having set of obstructions

Family Cites Families (24)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1317707A (en) * 1919-10-07 Inghouse electric
US1313152A (en) * 1919-08-12 Harold e
US1520830A (en) * 1922-08-17 1924-12-30 Ljungstroms Angturbin Ab Packing means for the blades of steam turbines
US2045918A (en) * 1933-12-29 1936-06-30 Baldwin Southwark Corp Cavitation control means for blade periphery
US2459850A (en) * 1945-12-10 1949-01-25 Westinghouse Electric Corp Turbine apparatus
AT262333B (de) * 1966-12-20 1968-06-10 Elin Union Ag Turbinenschaufelausbildung
DE1937395A1 (de) * 1969-07-23 1971-02-11 Dettmering Prof Dr Ing Wilhelm Gitter zur Vermeidung der Sekundaerstroemung
DE2231426C3 (de) * 1972-06-27 1974-11-28 Motoren- Und Turbinen-Union Muenchen Gmbh, 8000 Muenchen Deckbandlose, innen gekühlte Axialturbinenlaufschaufel
GB2017228B (en) * 1977-07-14 1982-05-06 Pratt & Witney Aircraft Of Can Shroud for a turbine rotor
US4247254A (en) * 1978-12-22 1981-01-27 General Electric Company Turbomachinery blade with improved tip cap
CA1158563A (en) * 1981-01-27 1983-12-13 Ulo Okapuu Circumferentially grooved shroud liner
GB2155558A (en) * 1984-03-10 1985-09-25 Rolls Royce Turbomachinery rotor blades
US4540339A (en) * 1984-06-01 1985-09-10 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force One-piece HPTR blade squealer tip
US4682933A (en) * 1984-10-17 1987-07-28 Rockwell International Corporation Labyrinthine turbine-rotor-blade tip seal
FR2623569A1 (fr) * 1987-11-19 1989-05-26 Snecma Aube de compresseur a lechettes d'extremite dissymetriques
US5660523A (en) * 1992-02-03 1997-08-26 General Electric Company Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement
US5660524A (en) * 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
US5476364A (en) * 1992-10-27 1995-12-19 United Technologies Corporation Tip seal and anti-contamination for turbine blades
EP0661415A1 (de) * 1993-12-17 1995-07-05 Sulzer Innotec Ag Einrichtung mit rotierfähigem Körper, Gehäuse und dazwischen liegendem Dichtspalt
US5511946A (en) * 1994-12-08 1996-04-30 General Electric Company Cooled airfoil tip corner
US5503527A (en) * 1994-12-19 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having tip slot
US5591007A (en) * 1995-05-31 1997-01-07 General Electric Company Multi-tier turbine airfoil
US5733102A (en) * 1996-12-17 1998-03-31 General Electric Company Slot cooled blade tip
US6027306A (en) * 1997-06-23 2000-02-22 General Electric Company Turbine blade tip flow discouragers

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2013194733A (ja) * 2012-03-15 2013-09-30 General Electric Co <Ge> 剛性対重量比率が向上したターボ機械ブレード
JP2014227957A (ja) * 2013-05-24 2014-12-08 三菱日立パワーシステムズ株式会社 タービン動翼
US10697311B2 (en) 2014-11-20 2020-06-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
EP0916811A2 (en) 1999-05-19
DE69828938D1 (de) 2005-03-17
DE69828938T2 (de) 2006-03-30
US5997251A (en) 1999-12-07
JP3844324B2 (ja) 2006-11-08
EP0916811A3 (en) 2000-08-23
EP0916811B1 (en) 2005-02-09

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