JPS60256502A - 羽根の先端 - Google Patents

羽根の先端

Info

Publication number
JPS60256502A
JPS60256502A JP60087668A JP8766885A JPS60256502A JP S60256502 A JPS60256502 A JP S60256502A JP 60087668 A JP60087668 A JP 60087668A JP 8766885 A JP8766885 A JP 8766885A JP S60256502 A JPS60256502 A JP S60256502A
Authority
JP
Japan
Prior art keywords
tip
vane
blade
end wall
conduit
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
Application number
JP60087668A
Other languages
English (en)
Inventor
ウイリアム・ケリー・コツフエル
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
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 General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of JPS60256502A publication Critical patent/JPS60256502A/ja
Pending legal-status Critical Current

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

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Structures Of Non-Positive Displacement Pumps (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。

Description

【発明の詳細な説明】 この発明は全般的に夕・−ボ流体機械の羽根、更に具体
的に云えば、磨耗性被覆を持つ改良された羽根の先端に
関する。　・ １１匹１１ 軸流ターボ流体機械は、１つ又は更に多くの回転集成体
又は円板を持っているのが典型的である。
各々の円板が半径方向の向きの多数の羽根を持つでいる
。この様な羽根が付いた各々の円板が、各々の円板を円
周方向に取囲む不動面又はシュラウドに対して回転自在
である。各々の羽根の半径方内外側の端又は先端が、シ
ュラウドとの間に狭いすき間を形成する。こういうすき
間が存在しないのが理想的である。然し、実際には、羽
根つきロータ及び同心のシュラウドは不変の完全な円形
を形成していない。それらに作用する種々の力によって
、歪みが生ずる。例えば温度変化によってロータとシュ
ラウドの熱による膨張及び収縮の割合が異なり、その結
果、羽根の先端とシュラウドの間に擦れ合いが生ずるこ
とがある。更に、羽根に作用する遠心力とシュラウドに
作用する構造的な力によって歪みが生じ、この結果擦れ
合いが起ることがある。
この様な擦れによって羽根の先端並びに／又はシュラウ
ドの面が劣化し、以下先端ずき間と呼ぶ平均のすき間が
大きくなる。先端すき間が増加すると、その結果、ガス
タービン機関の効率、従って燃焼燃料が目立って低下す
る。
一般的に、ケーシング内に組立てる前の羽根の先端は、
先端すき間に影響する羽根の長さの点で、非常に狭い許
容公差内に整形することが出来る。
これと対照的に、特に１機関の運転中、ケーシングの真
円からのずれ、並びにロータとシュラウドの軸線の間の
偏心は避けるのが困難である。この為機関の成る運転期
間中、羽根の先端が、成る干渉領域でシュラウドと接触
することがある。羽根の先端を犠牲にして、この領域に
於ける接触によって磨耗するようにすると、干渉の、起
っていない領域に於ける平均の先端すき間が増加し、機
関の効率が低下する。然し、羽根の先端が磨耗性被覆を
持っていれば、干渉領域でシュラウドを削ることが出来
、干渉の起っていない領域のすき間には影響がない。
何れの場合も、羽根の先端の成る程度の磨耗は避けられ
ない。羽根の擦れ合いがあっても、との擦れ合いの羽根
に対する悪影響がない様にする為、羽根の半径方向外側
の端に「スクイーラ」を利用　゛することが知られてい
る。「スクイーラ」は典型的には翼の細長い延長部であ
って、実質的に長く　１□（て薄いひれであり、これは
容易にひず割れを生じ、冷めにくい。
上に述べた様に、羽根の先端に磨耗性被覆を使うことも
知られている。例えば米国特許第４．２３２．９９５号
及び同第４．３９０．３２０号には、磨耗性被覆を持つ
羽根の先端が記載されている。こういう羽根の先端は所
期の目的に有効であることが証明されている。然し、磨
耗性被覆と羽根の先端の間に良好な結合を保証すること
が重要である。羽根の先端の擦れは急速に起る傾向があ
り、被覆に対する剪断力を発生する。従来の羽根は、こ
の力に抵抗するのに、磨耗性被覆と羽根の先端の間の結
合強度に頼っている。
発明の目的 この発明の目的は新規で改良されたロータ羽根の先端を
提供することである。
この発明の別の目的は、剪断力に対する抵抗を強めた、
磨耗性被覆を持つロータ羽根の先端を提供することであ
る。
この発明の別の目的は、その冷却作用を改善する様な形
にしたロータ羽根の先端を提供することである。
発明の要約 この発明では、ロータ羽根が、磨耗性被覆を有する改良
された羽根の先端を持っている。羽根は不動面に対して
回転自在である。先端は、この先端が回転中に面と接触
した場合、被覆に対して法線方向の荷重成分を発生する
様な効果を持つ輪郭を有する。
、この発明の１形式では、羽根の先端が、羽根の外側の
端から半径方向外向きに伸びて、全体的に平坦な面で終
端する端壁を持っている。更に先端がこの端壁によって
区切られた凹面を持っている。
３、発明の詳細な説明 第１図はこの発明の１形式のロータ羽根１０を示す。羽
根１０の半径方向外側の端に磨耗性被覆１４を持つ羽根
の先端１２が配置されている。種々の磨耗性材料が知ら
れており、この被覆に有利に用いることが出来る。例え
ば立方晶の窒化硼素又は酸化アルミニウムを使うことが
出来る。
第２図は第１図に示した羽根１０の部分断面図である。
羽根の先端１２が羽根１０の外側の端２Ｏより半径方向
外側に配置されていて、半径方向外側の端２０の周縁１
８から半径方向外向きに伸びる端壁１６を持っている。
端壁′１６が羽根１０の周縁に沿って伸び、全体的に平
坦な−２２で終端する。羽根の先端１２には、端壁１６
によって区切られていて、半径方向内向きに伸びる凹面
２４をも有する。凹面２４は平坦な面２゛２と連続して
いる。ターボ流体機械に取付けた時、羽根１０がシュラ
ウド又は不動面（図に示してない）に対して回転自在で
あり、羽根の先端１２がそれと接近している。
平坦な面２２を含む基準平面より下方に測った、凹［１
２４の最大の深さｄは、特定の用途と、羽根の先端１２
及びその周囲のシュラウドの間で予想される擦れ合いの
程度とに応じて、変えること・が出来る。一般的に、凹
面２４と界面２６の間の大啼　きな温度差８防ぐ為ゝ・
磨耗性被覆１４ｆ）厚８ｒｔＪは比較的小さくする。磨
耗性被覆１４に用いる厚さも、選んだ磨耗性材料と５、
それを羽根の先端に結合するのに使う方法とに応じて、
変わり得る。被覆１４の実効熱転導度が小さい場合、厚
さを厚くしすぎると、熱応力によってかけ落ちたり又は
薄片状に離れることがある。被覆が薄すぎると、過度の
温度によって、界面２６に於ける結合が弱くなる惧れが
ある。この発明の好ましい実施例では、被覆１４の厚さ
ｒｔＪは５乃至３０ミル（１１）である。
この発明の別の特徴は、羽根の先端１２を冷却する手段
である。図示の様に、羽根１０が内部冷却通路２８を持
っており、この中を流体が循環して羽根を冷却する。羽
根の先端１２を冷却する手段は導管３０を含む。導管３
０は、通路２８からの冷却流体の一部分を端壁１６に通
し、平坦な面２２から出る。従来の羽根の先端では、例
えば「スクィーラ形」と呼ばれるものでは、端壁領域は
細長くて、一般的には細すぎて、この発明の様　“な導
管を受入れることが出来ない。冷却通路２・８・１１′ と界面２６の間の最小限の厚さＴは、冷却通路２１８に
於ける強力な対流冷却を活用する為に、比較的薄い。好
ましい実施例では、この寸法は５０乃至６５ミルである
。
この発明の別の形式が第３図に示されている。
導管３０が冷却通路２８から端壁１６の外面３２まで伸
びている。導管３０が、被覆１４の直ぐ下の点で、端壁
１６から出て行くことが好ましい。
第３図に示す実施例は、羽根の先端１２の全体にわたっ
て対流゛冷却を行なう点では幾分効果が低くなることが
あるが、シュラウドとの擦れ合いの間、汚れによって閉
じる傾向が小さくなることがある。
第２図に示す実施例に戻って説明すると、導管３０は、
矢印３４で示す方向を持ち、これは平坦な面２２に対し
て殆んど法線方向である。この角度の結果、導管の出口
に於ける応力集中が、第３図に示す場合よりも小さくな
る。
動作について説明すると、羽根１０が矢印２．７で示す
方向に回転する。羽根の先端１２が周囲のシュラウドと
接触すると、磨耗性被覆１４がシュラウドに溝を切込む
。同時に、磨耗性被覆１４が磨耗する。この磨耗が起る
につれて、シュラウドが凹面２４と接触し、被覆１４に
対し、矢印３６で示す法線方向の荷重成分を発生する。
この為、被覆１４が剪断を生ずる傾向が減少する。
当業者であれば、この発明がこ）に図示し且つ説明した
特定の実施例に制約されないことは明らかであろう。こ
の発明はタービン又は圧縮器の羽根にも制限されない。
むしろこの発明は円周方向に配置された固定の面に対し
て回転するあらゆる羽根に同じ様１用いることが出来る
。
図面に示した寸法、割合及び構造的な関係は例にすぎず
、これらの例示がこの発明の羽根の先端で使われる実際
の寸法又は割合や構造関係であると解してはならない。
特許請求の範囲に記載されたこの発明の範囲内で、いろ
いろな変更を加えること並びに全面的或いは部分的に均
等物を用いることが出来る。
【図面の簡単な説明】
第１図はこの発明の１形式のターボ流体機械の羽根の先
端の部分的な斜視図、第２図は第１図の線２−２で切っ
た断面図、第３図はこの発明の別の形の羽根の先端の断
面図である。 主な符号の説明 １０　：　羽根 １４　：　磨耗性被覆 １６　：　端壁 ２４　：　凹面 特許出願人

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １）不動面に対して回転自在のロータ羽根の羽根の先端
    に於て、磨耗性被覆を有し、該先端は、該先端が回転中
    に前記面に接触する場合、前記被覆に対して法、線方向
    ・の荷重成分を発生するのに有効な、輪郭を持っている
    羽根の外端。 ・２）半径方向外側の端を持、つ口、−夕羽根の羽根の
    先端に於て、磨耗性被覆を有し、前記外側の端の周縁か
    ら半径方向外向きに伸びる端壁と、該端、壁によって区
    切られていて、一端壁から半径方向・内・向きに伸びる
    凹面とを有する羽根の先端。 ３）半径方向外側の端及び内部流体通路を持つロータ、
    羽、根の羽根の先端に於て、磨耗性被覆を有し、更に、
    前記４側の・端の周縁から半径方向外向きに伸びて全体
    的に平坦な面で終端する端壁と、轄端壁によって区切ら
    れていて、該端壁から半径方向、内向きに伸び、る凹面
    とを、有する羽根の先端。 ４）特許請求の範囲３）に記載した羽根の先端に於てミ
    前記通路からの流体の一部分を前記端壁に通す導管を有
    する羽根の先端。 ５）特許請求の範囲３）に記載した羽根の先端に於て、
    前記通路からの流体の一部分を前記平坦　□な面に通す
    導管を有する羽根の先端。 ６）特許請求の範囲５）に記載した羽根の先端に於て□
    、前記導管が前記平坦な面に対して法線方向に近い方向
    を定めている羽根の先端。
JP60087668A 1984-04-27 1985-04-25 羽根の先端 Pending JPS60256502A (ja)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US06/604,671 US4589823A (en) 1984-04-27 1984-04-27 Rotor blade tip
US604671 1996-02-21

Publications (1)

Publication Number Publication Date
JPS60256502A true JPS60256502A (ja) 1985-12-18

Family

ID=24420529

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
JP60087668A Pending JPS60256502A (ja) 1984-04-27 1985-04-25 羽根の先端

Country Status (6)

Country Link
US (1) US4589823A (ja)
JP (1) JPS60256502A (ja)
DE (1) DE3514393A1 (ja)
FR (1) FR2563571B1 (ja)
GB (1) GB2158160B (ja)
IT (1) IT1184777B (ja)

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007085344A (ja) * 2005-09-19 2007-04-05 General Electric Co <Ge> 翼端漏れ損失低減のための蒸気冷却型ガスタービン動翼
JP2014508883A (ja) * 2011-02-22 2014-04-10 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ロータブレードのための保護層を製造するための方法
US10697311B2 (en) 2014-11-20 2020-06-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine

Families Citing this family (74)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4802828A (en) * 1986-12-29 1989-02-07 United Technologies Corporation Turbine blade having a fused metal-ceramic tip
US4863348A (en) * 1987-02-06 1989-09-05 Weinhold Wolfgang P Blade, especially a rotor blade
US4818833A (en) * 1987-12-21 1989-04-04 United Technologies Corporation Apparatus for radiantly heating blade tips
US4851188A (en) * 1987-12-21 1989-07-25 United Technologies Corporation Method for making a turbine blade having a wear resistant layer sintered to the blade tip surface
GB2315818B (en) * 1988-07-29 1998-06-24 United Technologies Corp Clearence control for the turbine of a gas turbine engine
US5667359A (en) * 1988-08-24 1997-09-16 United Technologies Corp. Clearance control for the turbine of a gas turbine engine
US4874290A (en) * 1988-08-26 1989-10-17 Solar Turbines Incorporated Turbine blade top clearance control system
US5074970A (en) * 1989-07-03 1991-12-24 Kostas Routsis Method for applying an abrasive layer to titanium alloy compressor airfoils
FR2798423B1 (fr) * 1990-01-24 2002-10-11 United Technologies Corp Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz
DE4042729C2 (de) * 1990-02-08 2002-10-31 United Technologies Corp Minimale Leckströmung zwischen Schaufelspitze und Gehäusewand
US5104293A (en) * 1990-07-16 1992-04-14 United Technologies Corporation Method for applying abrasive layers to blade surfaces
US5282721A (en) * 1991-09-30 1994-02-01 United Technologies Corporation Passive clearance system for turbine blades
US5476364A (en) * 1992-10-27 1995-12-19 United Technologies Corporation Tip seal and anti-contamination for turbine blades
US5688107A (en) * 1992-12-28 1997-11-18 United Technologies Corp. Turbine blade passive clearance control
US5348446A (en) * 1993-04-28 1994-09-20 General Electric Company Bimetallic turbine airfoil
GB2310897B (en) * 1993-10-15 1998-05-13 United Technologies Corp Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades
US5476363A (en) * 1993-10-15 1995-12-19 Charles E. Sohl Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades
US5603603A (en) * 1993-12-08 1997-02-18 United Technologies Corporation Abrasive blade tip
JP3137527B2 (ja) * 1994-04-21 2001-02-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼チップ冷却装置
FR2724412B1 (fr) * 1994-09-14 1996-10-25 Snecma Aube de turbomachine en materiau composite munie d'un joint d'etancheite et son procede de realisation
US5704759A (en) * 1996-10-21 1998-01-06 Alliedsignal Inc. Abrasive tip/abradable shroud system and method for gas turbine compressor clearance control
US6355086B2 (en) 1997-08-12 2002-03-12 Rolls-Royce Corporation Method and apparatus for making components by direct laser processing
DE19944923B4 (de) * 1999-09-20 2007-07-19 Alstom Turbinenschaufel für den Rotor einer Gasturbine
US6602052B2 (en) * 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
CH695703A5 (de) * 2002-01-15 2006-07-31 Alstom Technology Ltd Schaufel für eine Gasturbine mit einer Anstreifkante.
DE10202810B4 (de) 2002-01-25 2004-05-06 Mtu Aero Engines Gmbh Turbinenlaufschaufel für den Läufer eines Gasturbinentriebwerks
US6994514B2 (en) * 2002-11-20 2006-02-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
CH696854A5 (de) 2003-04-14 2007-12-31 Alstom Technology Ltd Thermische Turbomaschine.
FR2858650B1 (fr) * 2003-08-06 2007-05-18 Snecma Moteurs Aube creuse de rotor pour la turbine d'un moteur a turbine a gaz
US6916150B2 (en) * 2003-11-26 2005-07-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
DE10355241A1 (de) 2003-11-26 2005-06-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Strömungsarbeitsmaschine mit Fluidzufuhr
GB2413160B (en) * 2004-04-17 2006-08-09 Rolls Royce Plc Turbine rotor blades
US7419363B2 (en) * 2005-05-13 2008-09-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with ceramic tip
US7481573B2 (en) * 2005-06-30 2009-01-27 Spx Corporation Mixing impeller with pre-shaped tip elements
US8512003B2 (en) * 2006-08-21 2013-08-20 General Electric Company Tip ramp turbine blade
US7537431B1 (en) * 2006-08-21 2009-05-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade tip with mini-serpentine cooling circuit
US7726944B2 (en) * 2006-09-20 2010-06-01 United Technologies Corporation Turbine blade with improved durability tip cap
US20080317597A1 (en) * 2007-06-25 2008-12-25 General Electric Company Domed tip cap and related method
US7922451B1 (en) 2007-09-07 2011-04-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with blade tip cooling passages
US8206108B2 (en) * 2007-12-10 2012-06-26 Honeywell International Inc. Turbine blades and methods of manufacturing
CN102057134B (zh) * 2008-10-30 2015-04-22 三菱日立电力系统株式会社 具有削薄接片的涡轮动叶片
US8066485B1 (en) * 2009-05-15 2011-11-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip section cooling
US8852720B2 (en) * 2009-07-17 2014-10-07 Rolls-Royce Corporation Substrate features for mitigating stress
US9713912B2 (en) 2010-01-11 2017-07-25 Rolls-Royce Corporation Features for mitigating thermal or mechanical stress on an environmental barrier coating
GB201006451D0 (en) * 2010-04-19 2010-06-02 Rolls Royce Plc Blades
US8672634B2 (en) 2010-08-30 2014-03-18 United Technologies Corporation Electroformed conforming rubstrip
US8777567B2 (en) 2010-09-22 2014-07-15 Honeywell International Inc. Turbine blades, turbine assemblies, and methods of manufacturing turbine blades
GB201017797D0 (en) * 2010-10-21 2010-12-01 Rolls Royce Plc An aerofoil structure
DE102010050712A1 (de) * 2010-11-08 2012-05-10 Mtu Aero Engines Gmbh Bauelement einer Strömungsmaschine und Verfahren zum generativen Herstellen eines derartigen Bauelementes
ES2796526T3 (es) * 2010-11-30 2020-11-27 Mtu Aero Engines Gmbh Sistema de paletas para un motor de avión
US8858167B2 (en) * 2011-08-18 2014-10-14 United Technologies Corporation Airfoil seal
WO2014144152A1 (en) 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Improved coating interface
EP2971560B1 (en) * 2013-03-15 2020-05-06 United Technologies Corporation Maxmet composites for turbine engine component tips
US9856739B2 (en) 2013-09-18 2018-01-02 Honeywell International Inc. Turbine blades with tip portions having converging cooling holes
US20150093237A1 (en) * 2013-09-30 2015-04-02 General Electric Company Ceramic matrix composite component, turbine system and fabrication process
US9879544B2 (en) 2013-10-16 2018-01-30 Honeywell International Inc. Turbine rotor blades with improved tip portion cooling holes
US9816389B2 (en) 2013-10-16 2017-11-14 Honeywell International Inc. Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities
US20150300180A1 (en) * 2014-04-22 2015-10-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine blade tip with coated recess
US11066937B2 (en) 2014-06-04 2021-07-20 Raytheon Technologies Corporation Cutting blade tips
US9932839B2 (en) 2014-06-04 2018-04-03 United Technologies Corporation Cutting blade tips
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
US10227876B2 (en) * 2015-12-07 2019-03-12 General Electric Company Fillet optimization for turbine airfoil
US10227878B2 (en) * 2016-03-10 2019-03-12 General Electric Company Article and method of forming an article
DE102016205320A1 (de) * 2016-03-31 2017-10-05 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit Kühlstruktur
US10801331B2 (en) * 2016-06-07 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine rotor including squealer tip pocket
FR3067405B1 (fr) * 2017-06-13 2020-08-14 Safran Aircraft Engines Turbomachine et procede d'etancheite par soufflage d'air
US11926005B2 (en) * 2017-08-03 2024-03-12 Vestas Wind Systems A/S Mill bit for the manufacture of a wind turbine blade and method of forming same
US10738644B2 (en) * 2017-08-30 2020-08-11 General Electric Company Turbine blade and method of forming blade tip for eliminating turbine blade tip wear in rubbing
DE102018204724A1 (de) * 2018-03-28 2019-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel mit oxidationsresistenter Schaufelblattspitze
US10787932B2 (en) 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
KR102153066B1 (ko) * 2018-10-01 2020-09-07 두산중공업 주식회사 윙렛에 냉각홀을 가진 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11215061B2 (en) * 2020-02-04 2022-01-04 Raytheon Technologies Corporation Blade with wearable tip-rub-portions above squealer pocket
KR102466386B1 (ko) * 2020-09-25 2022-11-10 두산에너빌리티 주식회사 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 터빈
US11486263B1 (en) * 2021-06-28 2022-11-01 General Electric Company System for addressing turbine blade tip rail wear in rubbing and cooling

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5025906A (ja) * 1973-07-11 1975-03-18
JPS5445284A (en) * 1977-09-09 1979-04-10 Gasutetsuku Kk Apparatus for extracting soil animal
JPS562402A (en) * 1979-06-18 1981-01-12 Gen Electric Vane tip for turbo machine
JPS5728802A (en) * 1980-06-05 1982-02-16 United Technologies Corp Rotor blade

Family Cites Families (21)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
FR1002324A (fr) * 1946-09-09 1952-03-05 S. A. Perfectionnements apportés aux turbo-machines à aubages, notamment aux compresseurs axiaux
DE1087745B (de) * 1959-03-11 1960-08-25 Schilde Maschb Ag Axialschaufelrad
US3199836A (en) * 1964-05-04 1965-08-10 Gen Electric Axial flow turbo-machine blade with abrasive tip
US3810711A (en) * 1972-09-22 1974-05-14 Gen Motors Corp Cooled turbine blade and its manufacture
US3899267A (en) * 1973-04-27 1975-08-12 Gen Electric Turbomachinery blade tip cap configuration
US3854842A (en) * 1973-04-30 1974-12-17 Gen Electric Rotor blade having improved tip cap
FR2248732A5 (ja) * 1973-10-23 1975-05-16 Onera (Off Nat Aerospatiale)
DE2503285C2 (de) * 1975-01-28 1984-08-30 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Verfahren zur Herstellung eines einstückigen thermisch hochbeanspruchten gekühlten Bauteils, insbesondere einer Schaufel für Turbinentriebwerke
US3981609A (en) * 1975-06-02 1976-09-21 United Technologies Corporation Coolable blade tip shroud
CH606775A5 (ja) * 1975-09-30 1978-11-15 Kraftwerk Union Ag
US4142824A (en) * 1977-09-02 1979-03-06 General Electric Company Tip cooling for turbine blades
US4169020A (en) * 1977-12-21 1979-09-25 General Electric Company Method for making an improved gas seal
US4232995A (en) * 1978-11-27 1980-11-11 General Electric Company Gas seal for turbine blade tip
US4247254A (en) * 1978-12-22 1981-01-27 General Electric Company Turbomachinery blade with improved tip cap
US4390320A (en) * 1980-05-01 1983-06-28 General Electric Company Tip cap for a rotor blade and method of replacement
FR2483513A1 (fr) * 1980-05-28 1981-12-04 Snecma Procede pour la fabrication d'aubes de turbine refroidies au moyen d'un corps poreux et produit obtenu suivant ce procede
US4411597A (en) * 1981-03-20 1983-10-25 The United States Of America As Represented By The Administrator Of The National Aeronautics And Space Administration Tip cap for a rotor blade
MX155481A (es) * 1981-09-02 1988-03-17 Westinghouse Electric Corp Pala de rotor de turbina
US4386112A (en) * 1981-11-02 1983-05-31 United Technologies Corporation Co-spray abrasive coating
US4487550A (en) * 1983-01-27 1984-12-11 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Cooled turbine blade tip closure
DE3401742C2 (de) * 1984-01-19 1986-08-14 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Rotor für einen Axialverdichter

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5025906A (ja) * 1973-07-11 1975-03-18
JPS5445284A (en) * 1977-09-09 1979-04-10 Gasutetsuku Kk Apparatus for extracting soil animal
JPS562402A (en) * 1979-06-18 1981-01-12 Gen Electric Vane tip for turbo machine
JPS5728802A (en) * 1980-06-05 1982-02-16 United Technologies Corp Rotor blade

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2007085344A (ja) * 2005-09-19 2007-04-05 General Electric Co <Ge> 翼端漏れ損失低減のための蒸気冷却型ガスタービン動翼
JP2014508883A (ja) * 2011-02-22 2014-04-10 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト ロータブレードのための保護層を製造するための方法
US10697311B2 (en) 2014-11-20 2020-06-30 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine

Also Published As

Publication number Publication date
FR2563571A1 (fr) 1985-10-31
IT8520480A0 (it) 1985-04-24
GB2158160A (en) 1985-11-06
GB2158160B (en) 1988-11-02
GB8509676D0 (en) 1985-05-22
IT1184777B (it) 1987-10-28
DE3514393A1 (de) 1985-10-31
FR2563571B1 (fr) 1989-04-21
US4589823A (en) 1986-05-20

Similar Documents

Publication Publication Date Title
JPS60256502A (ja) 羽根の先端
US6916021B2 (en) Sealing arrangement
US5558497A (en) Airfoil vibration damping device
EP0781371B1 (en) Dynamic control of tip clearance
CA2042350C (en) Shroud band for a rotor wheel
EP1018613B1 (en) A seal
EP0757160B1 (en) Airfoil vibration damping device
US3339933A (en) Rotary seal
US4645417A (en) Compressor casing recess
CA1292431C (en) Diffusion-cooled blade tip cap
US3042365A (en) Blade shrouding
US4671735A (en) Rotor of a compressor, more particularly of an axial-flow compressor
US4238170A (en) Blade tip seal for an axial flow rotary machine
EP0702131A1 (en) Stable blade vibration damper for gas turbine engine
EP1602801A1 (en) Rotor blade with a stick damper
KR19980080552A (ko) 가스 터빈 스테이터 베인 조립체를 밀봉하기 위한 방법 및 장치
US4606699A (en) Compressor casing recess
JPH0475434B2 (ja)
GB1585186A (en) Bladed rotors for turbines
JP3710480B2 (ja) 回転機械用回転可能なシール素子
US4786232A (en) Floating expansion control ring
US5380150A (en) Turbine shroud segment
JPH0222239B2 (ja)
US6019580A (en) Turbine blade attachment stress reduction rings
JPS62195402A (ja) タ−ビンロ−タ翼の先端間隙を制御するシユラウド装置