JPS58104303A - タ−ビンロ−タ羽根 - Google Patents
タ−ビンロ−タ羽根Info
- Publication number
- JPS58104303A JPS58104303A JP57209471A JP20947182A JPS58104303A JP S58104303 A JPS58104303 A JP S58104303A JP 57209471 A JP57209471 A JP 57209471A JP 20947182 A JP20947182 A JP 20947182A JP S58104303 A JPS58104303 A JP S58104303A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- tip
- blade
- turbine
- blades
- wing
- 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.)
- Pending
Links
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
- F01D5/14—Form or construction
- F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
-
- 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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】本公報は電子出願前の出願データであるた
め要約のデータは記録されません。
め要約のデータは記録されません。
Description
【発明の詳細な説明】
本発明は、燃焼タービン四−タ羽*Kml、、、%に、
冷却式タービンロータ羽根の改良されえ先端構造に関す
るものである。
冷却式タービンロータ羽根の改良されえ先端構造に関す
るものである。
燃焼タービンのよル大きな運転効率及び電力出力はより
高い入口運転温11:によ)達成されることはすでに確
証されている。しかし、入口運転温度は回転するタービ
ン羽根が耐え得る最大温度によシ限られている。を九、
入ロガス温直を上昇するにつれてタービン羽根の温度が
上昇するので、羽根の回転に通常付随する張力及び応力
で損傷を受けやすい羽根の弱点が増大する。
高い入口運転温11:によ)達成されることはすでに確
証されている。しかし、入口運転温度は回転するタービ
ン羽根が耐え得る最大温度によシ限られている。を九、
入ロガス温直を上昇するにつれてタービン羽根の温度が
上昇するので、羽根の回転に通常付随する張力及び応力
で損傷を受けやすい羽根の弱点が増大する。
タービンロータ羽根を冷却すること、又はタービンロー
タ羽根を耐熱材料から形成すること、あるいはそれらの
両方によ〕、羽根材料の特定の最大運転温度以下にター
ビン羽根温度を維持しながら入口運転温度を増大できる
。一般に、従来の典型的な燃焼タービンはその入口運転
揶度が高かったので、羽根がこの高温度に耐t4るよう
に、タービン羽根の@i列又は蛾初の1列の構造を変え
てこれらの2羽根の冷却を可能にしていた。
タ羽根を耐熱材料から形成すること、あるいはそれらの
両方によ〕、羽根材料の特定の最大運転温度以下にター
ビン羽根温度を維持しながら入口運転温度を増大できる
。一般に、従来の典型的な燃焼タービンはその入口運転
揶度が高かったので、羽根がこの高温度に耐t4るよう
に、タービン羽根の@i列又は蛾初の1列の構造を変え
てこれらの2羽根の冷却を可能にしていた。
また、従来の典型的な燃焼タービンにおいては、タービ
ンの圧縮機部分から吸い込まれた冷却空気はタービンロ
ータにある通路を通っていくつかのロータディスクの夫
々へ向かう。上流ロータディスク内の通路は、タービン
ロータからの冷却空気を各2−ピン羽根の基部にある機
部まで連通させる。一般に1冷却空気は羽根の根部から
冷却羽根の翼部を貫流しそして少なくとも一部は羽根の
先端部を通って出て行く。
ンの圧縮機部分から吸い込まれた冷却空気はタービンロ
ータにある通路を通っていくつかのロータディスクの夫
々へ向かう。上流ロータディスク内の通路は、タービン
ロータからの冷却空気を各2−ピン羽根の基部にある機
部まで連通させる。一般に1冷却空気は羽根の根部から
冷却羽根の翼部を貫流しそして少なくとも一部は羽根の
先端部を通って出て行く。
従来の典型的な冷却タービン羽根先端構造は、羽根先端
の外面を取シ囲む羽根壁の(タービンロータ軸に関して
)半径方向外向き延長部によ〕形成され九外向きに面し
た空胴な含んでいる。
の外面を取シ囲む羽根壁の(タービンロータ軸に関して
)半径方向外向き延長部によ〕形成され九外向きに面し
た空胴な含んでいる。
冷却空気は羽根先端の外面にある開口から出て空胴内に
入る。もつともこの先端窒胴栴造は、羽根先端とこれを
取カ囲むタービンケーシング材料との間の接触によ)個
々の排出開口が閉烏されるのを防止する。このような閉
塵又は羽根先端の汚れは羽根を貫流する冷却空気流の減
少による゛タービン羽根損傷という結果Ktellる。
入る。もつともこの先端窒胴栴造は、羽根先端とこれを
取カ囲むタービンケーシング材料との間の接触によ)個
々の排出開口が閉烏されるのを防止する。このような閉
塵又は羽根先端の汚れは羽根を貫流する冷却空気流の減
少による゛タービン羽根損傷という結果Ktellる。
入口設計運転温度はタービン運転効率のさらに一層の向
上を行なう九めに上昇し続けるので、下流羽根列にある
タービン羽根を冷却することも必要Kする。しかし上流
タービン羽根を冷却するのに使用される羽根先端構造は
羽根構造の差J4によp下流羽根に直接適用できない、
tた、空気力学的な理由のため、タービン羽根の厚さは
羽根の下流列毎に減少する。
上を行なう九めに上昇し続けるので、下流羽根列にある
タービン羽根を冷却することも必要Kする。しかし上流
タービン羽根を冷却するのに使用される羽根先端構造は
羽根構造の差J4によp下流羽根に直接適用できない、
tた、空気力学的な理由のため、タービン羽根の厚さは
羽根の下流列毎に減少する。
上流タービン羽根列においては、タービン羽根自身は十
分に厚いので、羽根筒端全外面にわたって広がる゛羽根
先端空胴を形成するべく羽根全体の關りにある羽根壁の
延長部を支持することができる0羽根先端外面にあるす
べての開口殺 は冷却空気を空胴内に吐き出す0羽懺の凸状側部の後1
mK向かう羽根壁の一部分は羽根先端空胴からの冷却空
気の出口経路を与える丸め除去され得る。このような構
造は米国特許第2431111号明細書にさらに詳細に
記載されている。
分に厚いので、羽根筒端全外面にわたって広がる゛羽根
先端空胴を形成するべく羽根全体の關りにある羽根壁の
延長部を支持することができる0羽根先端外面にあるす
べての開口殺 は冷却空気を空胴内に吐き出す0羽懺の凸状側部の後1
mK向かう羽根壁の一部分は羽根先端空胴からの冷却空
気の出口経路を与える丸め除去され得る。このような構
造は米国特許第2431111号明細書にさらに詳細に
記載されている。
タービン羽根の厚さが減少している下流タービン羽根列
においては、羽根先端空胴を形成する羽根w!延長部を
支持するには、前縁にある冷却開口と前縁にある羽根壁
との間の間隙が不十分である。より薄い下流タービン羽
根に公知の単羽根先端空胴構造を適用するには、前縁冷
却通路の配置変え又はこれら通路の排除が必要となシ、
それによ〉タービン羽根に過熱による損傷の危険性を増
大させる。
においては、羽根先端空胴を形成する羽根w!延長部を
支持するには、前縁にある冷却開口と前縁にある羽根壁
との間の間隙が不十分である。より薄い下流タービン羽
根に公知の単羽根先端空胴構造を適用するには、前縁冷
却通路の配置変え又はこれら通路の排除が必要となシ、
それによ〉タービン羽根に過熱による損傷の危険性を増
大させる。
従って、従来のタービン羽根先端冷却装置は下流タービ
ン羽根の冷却を十分に与えていない。
ン羽根の冷却を十分に与えていない。
本発明のタービンロータ羽根は、ロータディスクに羽根
を同定するための根部と、使用している高温動力ガスの
流れをさえぎるための凹状@部及び凸状匈部を画定する
輪郭を有する−及び半極方向の長さを備えた翼部と、機
部及び翼部内にあ〕、それらを通る冷却流体の流れを可
能にする丸めの空気連絡と、翼部からの冷却流体に排出
経路を与える構成を有し、主表面を有する一一タ羽根の
先端部とを備え、前記先端部は翼部の壁の半径方向外向
きの延長部によ〕部分的にのみ画定された外向きに面し
九空胴な有して訃や、前記延長部は前記先l11mの前
記主表面をMP径方向に越えて設けられてお〕、前記主
表面は翼部からの冷却空気を前記!2!胴内に吐自出す
九めのいくつかの開口を有し、前記延長部は先端部表面
の前縁にある少なくとも1つの開口を除く実質的にすべ
ての前記開口を周囲からほぼ取aSんでいることを特徴
とするものである。
を同定するための根部と、使用している高温動力ガスの
流れをさえぎるための凹状@部及び凸状匈部を画定する
輪郭を有する−及び半極方向の長さを備えた翼部と、機
部及び翼部内にあ〕、それらを通る冷却流体の流れを可
能にする丸めの空気連絡と、翼部からの冷却流体に排出
経路を与える構成を有し、主表面を有する一一タ羽根の
先端部とを備え、前記先端部は翼部の壁の半径方向外向
きの延長部によ〕部分的にのみ画定された外向きに面し
九空胴な有して訃や、前記延長部は前記先l11mの前
記主表面をMP径方向に越えて設けられてお〕、前記主
表面は翼部からの冷却空気を前記!2!胴内に吐自出す
九めのいくつかの開口を有し、前記延長部は先端部表面
の前縁にある少なくとも1つの開口を除く実質的にすべ
ての前記開口を周囲からほぼ取aSんでいることを特徴
とするものである。
ここに記載され九好適1kl!施例においては、冷却タ
ービンロータ葛根は翼部、根部、そして改嵐され喪先端
構造を備えてお〕、この先端構造は、羽根先端部とこれ
を取勤囲むタービンローシンダとの間の接触の結果とし
て生ずる閉塵から、羽根先端の主表面、即ち外面にある
冷却空気排出開口を保躾する0羽根先端構造は羽根先端
部の外面の和尚な部分を取11111む羽根壁の半径方
向外向1m長部を備えてお都、この延長部は羽根先端空
胴を形成し、該空綱内に冷却材が外面にある開口を通っ
て排出される。翼部の前轍は羽根先端空胴の前縁外側に
先端開部を備えてお〕、この先端凹部は、興前瞭近くで
必要な冷却材通路と接続した開口からの冷却材の流れを
遮断しないで羽根lll最長部支持するには翼部が狭過
ぎる廟根先端の一部分に沿っている。
ービンロータ葛根は翼部、根部、そして改嵐され喪先端
構造を備えてお〕、この先端構造は、羽根先端部とこれ
を取勤囲むタービンローシンダとの間の接触の結果とし
て生ずる閉塵から、羽根先端の主表面、即ち外面にある
冷却空気排出開口を保躾する0羽根先端構造は羽根先端
部の外面の和尚な部分を取11111む羽根壁の半径方
向外向1m長部を備えてお都、この延長部は羽根先端空
胴を形成し、該空綱内に冷却材が外面にある開口を通っ
て排出される。翼部の前轍は羽根先端空胴の前縁外側に
先端開部を備えてお〕、この先端凹部は、興前瞭近くで
必要な冷却材通路と接続した開口からの冷却材の流れを
遮断しないで羽根lll最長部支持するには翼部が狭過
ぎる廟根先端の一部分に沿っている。
この配置は狭い翼幅を4するタービン四−タ羽根に一般
的に適用可能な羽根先端構造を与える。
的に適用可能な羽根先端構造を与える。
−111よ)下流羽根が冷却され、タービンがよプ高い
入口温度で運転されることができ、それkよりタービン
の総合効率及び性能を増大できる。
入口温度で運転されることができ、それkよりタービン
の総合効率及び性能を増大できる。
本発明は添付FIg面と一連して例としてのみ示された
以下の好適な笑m伺の説明からさらに明らかとなろう。
以下の好適な笑m伺の説明からさらに明らかとなろう。
菖/図は根部lコと翼部lダとから構成されえ燃焼ター
ビンレータ羽根70の略図である。
ビンレータ羽根70の略図である。
羽根10の翼部/蓼は凹状側部/1、凸状側部/?、そ
して先端部/lを有している。JliL@z*によ〉さ
えぎられる高111mカガスのエボルギーをタービンデ
ィスタ(図示せず)とそれK11llに取付けられた夕
〜ビンロータ(WJ示せず)との回転運動に変換する丸
め、羽@10の根部/JFiタービンディスタと組み合
う。
して先端部/lを有している。JliL@z*によ〉さ
えぎられる高111mカガスのエボルギーをタービンデ
ィスタ(図示せず)とそれK11llに取付けられた夕
〜ビンロータ(WJ示せず)との回転運動に変換する丸
め、羽@10の根部/JFiタービンディスタと組み合
う。
本発明の原理に従うと、下流タービンロータ羽@/(I
は羽根先端部/lを有しており、この羽根先端部はその
外面JJKある冷却空気開口−〇が羽根先端の汚れによ
シ閉塵されないようkする構造を備えている。タービン
ロータ羽根10の羽根先端部/lは羽根先端空胴コ参と
、羽根の具部lダの前縁にある先端凹部コ4とを含んで
いる。
は羽根先端部/lを有しており、この羽根先端部はその
外面JJKある冷却空気開口−〇が羽根先端の汚れによ
シ閉塵されないようkする構造を備えている。タービン
ロータ羽根10の羽根先端部/lは羽根先端空胴コ参と
、羽根の具部lダの前縁にある先端凹部コ4とを含んで
いる。
羽根先端空胴コダは羽根先端部/’fの外面JJを取シ
囲むタービン羽根壁の(タービンロータ軸KIIIして
)半径方向延長部から形成されている0羽根先端空胴コ
ーは実質的に一定圧力の開放空間を画定してお〕、冷却
空気は羽根外ll1−一にある開口−〇から出てこの開
放空間内に入る。タービンを駆動する高温ガスの排出経
路内に冷却空気を排出できるようにするため、羽根先端
空胴コ参を画定する羽根壁延長部の一部が後縁近くの翼
部の凸状側部I!から除去されている。従って、万一羽
根先端sllとこれを取り囲むタービンケーシング材料
(図示打)との閲Km触があつ九場合、劇機先端空胴J
事は羽根IOを通る冷却空気の連続した流れを確保する
九めの手段を与える。
囲むタービン羽根壁の(タービンロータ軸KIIIして
)半径方向延長部から形成されている0羽根先端空胴コ
ーは実質的に一定圧力の開放空間を画定してお〕、冷却
空気は羽根外ll1−一にある開口−〇から出てこの開
放空間内に入る。タービンを駆動する高温ガスの排出経
路内に冷却空気を排出できるようにするため、羽根先端
空胴コ参を画定する羽根壁延長部の一部が後縁近くの翼
部の凸状側部I!から除去されている。従って、万一羽
根先端sllとこれを取り囲むタービンケーシング材料
(図示打)との閲Km触があつ九場合、劇機先端空胴J
事は羽根IOを通る冷却空気の連続した流れを確保する
九めの手段を与える。
さらに羽根先端部/gはX部/参の前轍に先端凹部コ轟
を含んでいる。先端口924の詳細は#1コ図及び第3
図に示されている。先端凹部コ1は萬@/#の前縁に沿
った冷却空気通路J0からの冷却空気の出口手段を与え
る。羽根先端!2Il14コ参と先端口sJ1との組合
せは、下流タービンロータ羽根のよ)狭い幅の翼部を冷
却可能にするのに必要な冷却空気出口手段を与える。翼
部/411の前縁は、翼前縁辺くで必要な冷却空気通路
J0と接続し九−口からの冷却材の流れを遮断しないで
羽根壁の延長部を支持するには狭過ぎる。
を含んでいる。先端口924の詳細は#1コ図及び第3
図に示されている。先端凹部コ1は萬@/#の前縁に沿
った冷却空気通路J0からの冷却空気の出口手段を与え
る。羽根先端!2Il14コ参と先端口sJ1との組合
せは、下流タービンロータ羽根のよ)狭い幅の翼部を冷
却可能にするのに必要な冷却空気出口手段を与える。翼
部/411の前縁は、翼前縁辺くで必要な冷却空気通路
J0と接続し九−口からの冷却材の流れを遮断しないで
羽根壁の延長部を支持するには狭過ぎる。
羽根先端空胴J#は羽根先端の全外画を職)囲んでいる
わけではなく、狭1羽根−を必要とする前縁外面の一部
を含んでhない、少なくと41つの冷却空気−開口JJ
を有する先端凹部J4は、羽根先端の汚れによる冷却空
気am断の危険を最小にして、翼sl参の前縁を通る冷
却空気の十分な流れを確保する。
わけではなく、狭1羽根−を必要とする前縁外面の一部
を含んでhない、少なくと41つの冷却空気−開口JJ
を有する先端凹部J4は、羽根先端の汚れによる冷却空
気am断の危険を最小にして、翼sl参の前縁を通る冷
却空気の十分な流れを確保する。
翼部/lの作動表面積の若干の減少から生ずる何らかの
有害な影響は先端口11JAの上流位置によ)最小化さ
れる。有害な影響は、喪とえあるKして奄、羽横先潮空
Ji4J#内の外画JJを中径方向に越えた中間の高さ
に先端凹Sコ1の外面J#を構成することによ〕さらに
最小化される0羽根嫌上の中径方向最外点と先端凹部コ
4の外面上の中径方向最内点との間の距−によ)定めら
れた先端凹部J6の深さは、除去畜れる真作動面の量を
最小にし且つ開口J1を偶発的に閉塵する羽根先端の汚
れに対する保証を最大にするよう、設計段階で必l!に
応じて選定することができる。
有害な影響は先端口11JAの上流位置によ)最小化さ
れる。有害な影響は、喪とえあるKして奄、羽横先潮空
Ji4J#内の外画JJを中径方向に越えた中間の高さ
に先端凹Sコ1の外面J#を構成することによ〕さらに
最小化される0羽根嫌上の中径方向最外点と先端凹部コ
4の外面上の中径方向最内点との間の距−によ)定めら
れた先端凹部J6の深さは、除去畜れる真作動面の量を
最小にし且つ開口J1を偶発的に閉塵する羽根先端の汚
れに対する保証を最大にするよう、設計段階で必l!に
応じて選定することができる。
第1図は本発明のl実施例に従って構成されたタービン
ロータ羽根の図、第1図は第1図で示されたタービンロ
ータ羽根の翼部の上面図、第3図は第1図で示された翼
の一部を第一図のm−m線に沿って示す断面図である。 10・・田−夕羽根、lコ・・機部、lダ・・翼部、l
ム・・凹状側部、/1・・凸状側部、/l・・先端部、
−〇・・冷却空気開口、ココン ・・外面、コ参・・羽根先端−胴、JJ・・先端凹部、
JO・・冷却空気通路、JJ−−開口、J参・e外面。 狩軒出−人 ウェスチンダハウス0エレクトリツタ・
コーポレーシ■ン 第111
ロータ羽根の図、第1図は第1図で示されたタービンロ
ータ羽根の翼部の上面図、第3図は第1図で示された翼
の一部を第一図のm−m線に沿って示す断面図である。 10・・田−夕羽根、lコ・・機部、lダ・・翼部、l
ム・・凹状側部、/1・・凸状側部、/l・・先端部、
−〇・・冷却空気開口、ココン ・・外面、コ参・・羽根先端−胴、JJ・・先端凹部、
JO・・冷却空気通路、JJ−−開口、J参・e外面。 狩軒出−人 ウェスチンダハウス0エレクトリツタ・
コーポレーシ■ン 第111
Claims (1)
- 【特許請求の範囲】 ロータディスクに羽根を画定するための機部と、 半径方向の長さと、使用している高温動力ガスの流れを
さえざる丸めの凹状側部及び凸状側部を一定する輪郭を
有する壁とを備え九翼部と、根部及び翼部内にあ夛、そ
れらを通る冷却流体の流れを可能にする丸めの空気通路
と、翼部からの冷却流体に排出経路な与える構成を鳴し
、主表面を有するロータ羽根の先端部と、を備え、前記
先端部は翼部の壁の半径方向外向きの蝙長部によ〕部分
的にのみ画定された外向きに面した空胴な有してお〕、
前記残長部は前記先端部の前記主表面を半価方向に越え
て設けられておシ、前記主表面は翼部からの冷却空気を
前記空胴内に吐き出すためのいくつかの開口を有し、前
記延兼部は先端部表面の前縁にある少なくと41つの開
口を除(実質的にすべての前記開口を周囲からほぼ職9
囲んでいるタービンルータ羽根。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/327,541 US4424001A (en) | 1981-12-04 | 1981-12-04 | Tip structure for cooled turbine rotor blade |
US327541 | 1981-12-04 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JPS58104303A true JPS58104303A (ja) | 1983-06-21 |
Family
ID=23276972
Family Applications (2)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP57209471A Pending JPS58104303A (ja) | 1981-12-04 | 1982-12-01 | タ−ビンロ−タ羽根 |
JP1985189184U Expired JPS6349522Y2 (ja) | 1981-12-04 | 1985-12-10 |
Family Applications After (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP1985189184U Expired JPS6349522Y2 (ja) | 1981-12-04 | 1985-12-10 |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4424001A (ja) |
JP (2) | JPS58104303A (ja) |
AR (1) | AR229376A1 (ja) |
BE (1) | BE895210A (ja) |
BR (1) | BR8206920A (ja) |
CA (1) | CA1187811A (ja) |
GB (1) | GB2111131B (ja) |
IT (1) | IT1154377B (ja) |
MX (1) | MX158716A (ja) |
Families Citing this family (51)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4606701A (en) * | 1981-09-02 | 1986-08-19 | Westinghouse Electric Corp. | Tip structure for a cooled turbine rotor blade |
DE3308140C2 (de) * | 1983-03-08 | 1985-12-19 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Mehrstufige Gasturbine |
US4682933A (en) * | 1984-10-17 | 1987-07-28 | Rockwell International Corporation | Labyrinthine turbine-rotor-blade tip seal |
US4863348A (en) * | 1987-02-06 | 1989-09-05 | Weinhold Wolfgang P | Blade, especially a rotor blade |
US4761116A (en) * | 1987-05-11 | 1988-08-02 | General Electric Company | Turbine blade with tip vent |
US4893987A (en) * | 1987-12-08 | 1990-01-16 | General Electric Company | Diffusion-cooled blade tip cap |
US5720431A (en) * | 1988-08-24 | 1998-02-24 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
US5700131A (en) * | 1988-08-24 | 1997-12-23 | United Technologies Corporation | Cooled blades for a gas turbine engine |
US5017402A (en) * | 1988-12-21 | 1991-05-21 | United Technologies Corporation | Method of coating abradable seal assembly |
US5192192A (en) * | 1990-11-28 | 1993-03-09 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Turbine engine foil cap |
US5261789A (en) * | 1992-08-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Tip cooled blade |
US5503527A (en) * | 1994-12-19 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having tip slot |
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