JPS63259107A - 動翼用先端キャップの交換方法 - Google Patents

動翼用先端キャップの交換方法

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JPS63259107A
JPS63259107A JP63040939A JP4093988A JPS63259107A JP S63259107 A JPS63259107 A JP S63259107A JP 63040939 A JP63040939 A JP 63040939A JP 4093988 A JP4093988 A JP 4093988A JP S63259107 A JPS63259107 A JP S63259107A
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rotor blade
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rotor
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    • 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
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • Y—GENERAL 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
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
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  • Mechanical Engineering (AREA)
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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】 本発明は動翼用の先端キャップに関するもので、詳しく
言えば、ロータアセンブリを包囲する囲い板を清掃しか
つ動翼と囲い板との間に小さな間隙の封止構造を形成す
るために有効である新規な改良された先端キャップに関
する。
ガスタービン機関におけるロータアセンブリの動翼は１
周方向に沿って囲い板によυ包囲されているのが通例で
ある。かかる囲い板の目的は。
ロータアセンブリを収容するタービン部分を通過するガ
スが動翼を迂回して流れるのを防止することにある。か
かる囲い板が無ければ、ガスは動翼の半径方向外端（す
なわち先端）の外側を通って流れることがある。このよ
うに動翼を迂回して流れることを防止すれば、そのガス
のエネルギーはロータアセノブ９０回転を助けるために
利用される。それ故、動翼を迂回して流れるガスの量が
城を減少させるためには、動翼の先端と囲い板との隙間
を実用上可能な限シ小さくする必要がある。
その隙間を小さくするために使用される方法のひとつと
しては、動翼の半径方向外端（すなわち先端）が囲い板
の内面に十分に近接することによシそれだけで封止構造
を形成するような半径方向長さを持った動翼を炸裂すれ
ばよい。しかしながら、このような方法を使用した場合
には、主として摩擦効果のために問題が起こシ得る。摩
擦とは動翼の先端と囲い板との接触のととである。かか
る摩擦が起こる理由としては、とシわけ、動翼および囲
い板の熱的な膨張や収縮、囲い板が完全な円形でないこ
と、動翼の長さの違い、並びに囲い板または動翼先端へ
の金属やその他の物質Ｏ沈着が挙げられる。
このような摩擦は、ロータアセンブリの回転エネルギー
を摩擦熱に変えることによってタービン効率を低下させ
るという点で不利である。それはまた、動翼の先端が摩
擦によって摩耗するとｂう点でも不利である。摩耗した
先端材料はしばしば囲い板の内面上に沈着し、その結果
として残夛の動翼の先端も摩擦を受けることがある。更
にまた。摩擦抵抗に原因する熱応力および動翼の先端と
囲い板との接触に原因する剪断力のため、摩擦を受ける
動ＩＬｃ）先端がひび割れのごとき構造疲労を生じるこ
とも摩擦の不利な点である。すなわち。
動翼の先端が摩擦を受けると、動翼先端の有効寿命従っ
てタービン動翼の有効寿命が短かくなる。
それ故、摩擦が存在する場合には、それが存在しない場
合よシも早期に動翼を交換しなければならない。摩擦に
原因する摩耗の結果として動翼を交換することは、使用
者にとって多大の出費である。
摩擦がもたらす不利益な効果を低減させる手段のひとつ
は、動翼上に先端キャップを使用することである。先端
キャップとは動翼と同じ横断面形状を持った比較的小さ
な延長部であって、これは動翼Ｏ半径方向外端と一体化
されることもあれば、その外端上に取付けられることも
ある。かかる先端キャップはまた「スクィーラ先端キャ
ップ」または「スクイージ（ｓｑｕ＠ａｌｅｒ　）Ｊと
呼ばれる時もあるが、以後“は単に「先端キャップ」と
呼ぶことにする。摩擦を受ける先端キャップは摩耗を生
じ、しかも動翼先端と同様に熱応力や剪断力を受は易い
。とは言え、かかる先端キャップを交換可能にすること
ができれば、動翼全体ではなく先端キャップＯみを交換
すれば済むから、使用者にとって大幅な経費の節減とな
る。
ところで、はとんどの先端キャップは金Ｒ製でおる。そ
れ故、それらが摩擦を受ける場合には囲い板の内面上に
摩滅した金属材料が沈着する。
前述の通シ、このような沈着物は更に摩擦を引起こす。
かかる先端キャップはまた。中はシ金属製でおる囲い板
との金属間摩擦のために加熱される。
その結果として生じた熱応力は、先端キャップ中に疲労
およびひび割れを引起とすことによって先端キャップの
有効寿命を短かくする。現在使用されている多くの先端
キャップは、熱応力を低減させるために冷却機構を含ん
でいる。しかしながら。
かかる先端キャップ冷却機構の能力不足および摩擦がも
たらすその他の有害な効果のため、とのような先端キャ
ップを備えた動翼も中はシ比較的頻繁な交換または補修
を必要とする。
上記の諸問題に対する部分的な解決策として。
先端キャップの半径方向外端上に研磨材の被膜を使用す
ることも提案された。たとえば、かかる先端キャップは
本発明の場合と同じ譲受人に譲渡された米国特許第４１
６９０２０号明細書中に記載されている。かかる先端キ
ャップ上の研磨材は囲い板の内面から沈着物を取除き、
それによって摩擦およびそれＯ有害な効果を低減させる
が、研磨材の被膜が摩滅すれば、仁の先端キャップも研
磨性を持たない通常０先端キヤツプと実際上達いは無く
、従って付随する諸問題は避けられない。
さて、本発明は動翼用の先端キャップに関するもＯであ
る。かかる先端キャップは基部および半径方向外方へ伸
びた少なくとも１つのリブから成っていて、リブの半径
方向外端には研磨材が固定されている。かかる研磨材が
動翼の取付けられたロータアセンブリを包囲する囲い板
の内面を摩擦して清掃する一方、先端キャップそれ自体
は動翼の半径方向外端と囲い板との間に小さな間隙の実
質的な封止構造を形成する。
本発明〇一実施態様に従えば、先端キャップは動翼から
独立していて、研磨材を基部から相異なる半径方向距離
に配置し得るような半径方向寸法を持った複数のリブを
含んでいる。このような構成によれば、半径方向に背の
高いリブ上に位置する研磨材が摩滅したとしても、少な
くとも１つのリブ上に位置する研磨材が囲い板の清掃の
ために役立つことになる。
かかる先端キャップはリブの衝撃冷却のため基部中に傾
斜して配置された冷却用通路を含むことができ、また熱
応力と一層低減させるためリブに固定された断熱層を含
むこともできる。
先端キャップを交換する方法もまた提供される。かかる
方法は、動翼から先端キャップを取除き、動翼の外端を
平面状に加工し、交換用の先端キャップを整列させ１次
いでそれを動ｊｌＫ固定する諸工程から成る。
以下、添付の図面を参照しながら本発明と一層詳しく説
明しよう。
先ず第１図を見ると、本発明の一実施例を成す先端キャ
ップを組込んだタービン機関の一部が示されている。第
１図は、典型的なガスタービン機関のタービン部分の上
半部の一部を示すもＯである。かかるタービン部分の内
部では、一点鎖線２で示されたタービンＯ中心軸の回シ
を四−タアセンブリ１が回転する。かかるロータアセン
ブリ１は、概して円形の円板４に固定されかつ周方向に
沿って互いに離隔した複数の動翼３を含んでいる。各々
の動翼３線半径方向く沿って外方へ伸びていて、好まし
くはエーロフオイル５．プラットホーム６、柄部７およ
び先端（すなわち半径方向に沿った外端）８から成って
いる。
タービン部分に含まれるステータアセンブリ１０は１回
転するロータアセンブリ１に対して静止状態に保たれる
。かかるステータアセンブリ１０は、好ましくは軸方向
に沿って動翼３の上流側に位置しかつ周方向に互いに離
隔した複数Ｏ静翼１１から成っている。また２周方向に
互いに離隔した複数の静翼１２が軸方向に沿って動翼３
０下流側に位置することもある。半径方向に沿って見た
ロータアセンブリ１０外側には環状の囲い板１５が配置
されている。かかる囲い板１３０半径方向内側の表面は
、以下に説明する理由によシ、各々Ｏ動′１！Ｌ３０半
径方向外端８に近接して位置することが好ましい。
タービン部分を通って流れるガスは静翼１１０間を通過
し、それらＫよって各々Ｏ動翼Ｓのエロフォイル５に当
たるように導かれる。その結果として、ガスは動翼３従
ってロータアセンブリ１を回転させる。囲い板１３はガ
スが動翼３を半径方向に迂回して流れるＯを実質的に防
止する。
次に第２図を見ると、動翼３の半径方向外方の部分（好
ましくは動翼３のエーロフオイル５）が示されている。
かかる動翼３は概して上流側の上流縁１４．はぼ軸方向
に沿って上流縁から離隔した概して下流側の下１ｆｉ１
５．並びに周方向に互いに離隔した側壁１６および１７
Ｉｔ含んでいる。
動翼３０形°状および回転方向から考えれば、側壁１６
は動翼３０圧力側であ！ｌｌｈまた側壁１７は吸引側で
ある。動翼３０内部は、空気を循環させて冷却を促進す
るように部分的に中空となっている。
部分的に中空の動翼社また、動翼の重量および原価を引
下げるためにも役立つ。かかる冷却用Ｏ空気は任意所望
の方法によ）動翼３０部分的に中ｉＯ内部に導入し得る
のであって、たとえば動翼柄部７に設けられた開口（図
示せず）を通して導入することができる。
第３図を見れば最も曳くわかるように、側壁１６および
１７は動＠！ｉの上流縁１４から下流縁１５に−るまで
側壁゛に沿いながら間隔を置いて配列された複数の冷却
用通路２０および２１をそれぞれ含んでいる。第３図に
示された冷却用通路２０おＸび２１は、それらの外端よ
シも半径方向外方に位置する側壁部分の外面に沿って冷
却用空気の薄膜が形成されように＠壁１６および１７と
一定の角度を成して配置されている。とは言え。
所望ならば、冷却用通路２０および２１をその他の任意
の方式で配置するとともできる。
やはシ第３図に見られる通シ、動翼３は側壁１６および
１７０半径方向外端同士の間に位置する端壁２２をも含
むことが好ましい。かかる端壁２２はたとえば接合や溶
接によって側壁１６および１７１Ｃ固定することもでき
るし、あるいは側壁および端壁を皐−の部材として鋳造
する場合のように側壁と一体化することもできる。端壁
２２は。
動翼３の上流ｌｉ＆１４と下流ｌ＆１５との間に間隔を
置いて配列された複数の冷却用通路２３および２４を含
んでいる。これらの冷却用通路２３および２′４は、半
径方向外端において動翼の内部から流出する冷却用空気
の量を調節するのに役立つ。
それ故、冷却用通路２３および２４０寸法決定に当って
は、動翼の末端から先端キャップが外れた場合でも冷却
用空気の大部分は動翼の内部に保持されてそれを冷却す
るようＫすることが好ましい。
冷却用通路２５および２４が大き過ぎたり、あるいは動
１１ｓが開放端を有していたシすれば、先端キャップが
外れた場合、冷却用空気の大部分が動翼から流出するた
めに動翼Ｑ過熱および場合によっては損害が生じ、従っ
て動翼の補修または交換が必要となる。
各々の動翼３０半径方向外端（すなわち先（資）８には
先端キャップ５０が固定されている。この先端キャップ
３０は別個の先端キャップすなわち動翼３に取付は可能
な独立した構造要素でちることが好ましい。先端キャッ
プ３０は動翼５０半径方向外端８と囲い板１３の内面と
の間に実質的な封止状態をもたらす。かかる先端キャッ
プ３０昧、取付面として役立つ平らな内面を有する基部
３１および少なくとも１つ好ましくは複数のリプ３２か
ら成っている。先端キャップ３０は、たとえば通常の鋳
造、方向性凝固または単粒化を施したコバルト基超合金
やニッケル基超合金のごとき金属から作られることが好
ましい。とは言え、先端キャップ３０は所望に応じてそ
の他の任意適宜な材料から作ることもできる。
第３および４図に見られる通）、先端キャップ３０の基
部３１は実質的に平面状ｏｉ形を成すことが好ましく、
それは概して上流側の上ｔ＆縁３３、概して下流側の下
流縁３４．並びに周方向に沿って互いに離隔した側縁３
６および３７と含んでいる。なお、基部５１０上流ｌ１
ｋ５ｓおよび下流縁３４は動翼３の上流縁１４および下
流縁１５とそれぞれ整列しておシ、また基部３１Ｃ）側
縁３６および３７は動翼５（Ｄ９４＠１６および１７と
それずれ整列していることが好ましい。こＯようＶＣ，
整列している場合、基部３１の側縁３６および先端キャ
ップ５０のそれに隣接する側が先端キャップ３０の圧力
側と見なされる。同様に、基部３１０＠縁３７および先
端キャップ３０のそれに隣接する側が先端キャップ３ｏ
ｏ吸引側と見なされる。
第２．３および４図には、３つのリプ３２＆。
３２１１および５２ａを有する先端キャップ３０の実施
例が示されている。しかしながら、使用するリプの数は
任意であシ得る。リプ３２ａ、５２’ｂおよび３２ｃの
各々は基部３１から半径方向外方へ伸び１周方向に互い
に離隔した側面を有し、しかも好ましくはほぼ軸方向に
沿って基部５１０上流縁３３から下ｉ級３４まで伸びて
いる。先端キャップ３０の外縁に位置するリプ３２ａお
よび５２ａは、第２および４図に示されるごとく、上流
縁３３シよび下流縁３４と交わる場所では一体化するこ
とができる。
リプ３２ａ、５２ｂおよび３２ｃの半径方向外端には研
磨材３５が固定されている。かかる研磨材３５は、それ
を使用する環境に適合するものでおれば任意適宜の材料
であってよい。ガスタービン機関のタービン部分におい
て使用するＯＫ適した研磨材■実例としては、研磨性の
アルミナ被膜が挙げられる。研磨材３５をリプに固定す
るＫは、金属結合といし車の製造に当って使用されるよ
うな種類の任意適宜な手段（たとえば被覆やめつき）を
使用することができる。以後、研磨材３５はリプ３２上
に被覆されたものとして記載されるが、「被覆」という
用語は研磨材５５を固定するためのその他の方法をも包
含する本のと理解すべきである。
先端キャップ５０が囲い板１３０内面と接触する場合（
すなわち摩擦を生じる場合）、囲い板１３に接触するの
は研磨材５５であって、先端キャップの非研磨性金属部
分ではない。これＫよって得られる大きな利点は、研磨
材３５が囲い板１３の内面から沈着物を取除くことＫあ
る。また。
研磨材５５Ｏ粒子は金属の一体部材よシも砕ゆ易いから
、先端キャップの非研磨性金属部分が囲い板１３に接触
する場合に比べ、先端キャップ全体に伝達される剪断応
力は小さくなる。更にまた。
摩擦に際して研磨材粒子が砕は易いため、摩擦熱の発生
は少なく、従って先端キャップ中に生じる熱応力も小さ
い。このようにして、リブ３２ａ。
３２）および５２ｃ上に研磨材３５を使用すれば先端キ
ャップ３０の有効寿命は延びることになる。
前述の通シ、かかる摩擦が起こる度に研磨材の一部が摩
滅する。従って、研磨材ＳＳＯ被膜の半径方向厚さが大
きいほど、それが完全に摩滅するまでに耐え得る摩擦の
回数は多くなる。とは言え、先端キャップ３０の残部に
比べて被膜０構造剛性が不足するため、研磨材３５の被
膜の厚さには使用可能な最大限度が存在する。すなわち
、研磨材３５の被膜の半径方向厚さが周方向寸法に比べ
て大き過ぎると、研磨材３５の被膜全体が１回の摩擦に
よって取れてしまうこともある。勿論、研磨材３５の被
膜に対して使用可能な最大の半径方向厚さは、被膜の周
方向寸法のごとき因子および使用する研磨材の性質によ
って決定される。
本発明の先端キャップ３ｏにおいては、研磨材の単一被
膜によって達成し得る以上の有効半径方向厚さを得るた
めに階段状０研磨材被膜が使用され′ている。再び第３
図を見ると、リブ３２ａ。
３２１）およびＳ２ａの半径方向寸法は各リブの外端上
に位置する研磨材５５（Ｑ被膜が基部３１から相異なる
半径方向短ｊＦ！ｌ：あるように決定されている。すな
わち、少なくとも１つのリブ上に位置する研磨材５５は
、動翼３Ｑ（一点鎖線３８で表わされる）半径方向の軸
に対して垂直であ夛がっ半径方向に最も背Ｏ高いリブ３
２＆の半径方向外端と基部３１との中間に位置する平面
内に存在するようになっている。このような構成の場合
には。
最も背の高いリブ５２ａ上に位置する研磨材３５が囲い
板１３の内面との幽擦によって摩滅すると２次に背の高
いリブ５２′ｂ上に位置する研磨材３５が囲い板１３と
の摩擦に対して役立つようＫなる。
更に、それらの、リプ上に位置する研磨材が摩滅すると
１次に′１１Ｏ低いリプ上に位置する研磨材が摩擦に対
して役立つようＫなる。所望ならば、最も背の低いリブ
Ｓ２ａは基部３１の表面上に直接に配置された研磨材５
５から成っていてもよい。勿論、いずれかのリブ５２上
に位置する研磨材３５が完全、に摩滅した場合には、そ
のリプＯ残留する非研磨性金属部分が摩耗を受は続ける
ととＫなる。
なぜなら１次に背の低いリプ上に位置する研磨材が囲い
板１３の内面を摩擦するのと同じ速度で上記の金属部分
も摩擦を受けるからである。しかしながら、かかる非研
磨性金属部分の摩擦によって囲い板１５Ｃ）内面上に沈
着物が生じても、それは同じ動翼または別Ｏ動翼の先端
キャップＯリプ上に位置する研磨材の摩擦によって取除
かれるわけである。
第３図に見られる通シ、半径方向に最も背の高いリブ３
２ａは基部５１Ｃ＋側級３６に隣接し。
かつ半径方向に最も背の低いリブ３２ｃは＠縁３７に隣
接している。とは言え、リブ３２はそＯ他の任意所望の
方式で配列することもできる。
内部の熱応力を低減させて有効寿命を延ばす丸め、先端
キャップ３０は冷却する必要がある。
先端キャップ５０（Ｑ冷却は幾つかの方法によって行わ
れる。先端キャップ３ｏの側縁３６および５７は、冷却
用通路２０および２１から流出した後、先端キャップ３
Ｇの側面上を半径方向外方へ流れる空気Ｏ薄膜によって
冷却される。他方、先端キャップ５０の基部３１はそれ
に沿いながら間隔を置いて配列されかつ動翼３の９ｓ壁
２２に設けられた冷却用通路２３および２４とそれぞれ
整列した複数の冷却用通路４０および４１を含んでいる
。冷却用通路４０および４１から流出した空気はリブ墓
２ａおよび３２１３の側面を衝撃するととＫよって冷却
する。冷却用通路４０および４１の数および配置は所望
に応じて決定し得る。とは言え、リブ３２ａおよび５２
′ｂを効果的に冷却するためＫは、冷却用通路４０およ
び４１がたとえば第５図に示されるごとく傾斜して（す
なわち一定の角度を成して）配置されることが好ましい
。その結果、これらの冷却用通路から流出した空気はリ
ブＯ側面の半径方向内方の部分を衝撃するととになる。
リブを衝撃した後の空気は、リブの側面の半径方向外方
の部分上を薄膜となって流れる。
冷却用通路４０および４１はドリル作業によって基部３
１中に形成することが好ましいが、リプ５２０半径分向
内方の部分に向くよりに一定の角度分酸してそれらを形
成するためには、かかるドリル作業を基部５１０半径方
向内側の表面（すなわち下面）から行うのが最良である
。それ故、先端キャップ３０を動翼５とは別個に作製し
、冷却用通路４０および４１をドリル作業によって形成
し、それから動翼５の外端°に先端キャップ３０を取付
けるとど°が好ましい。
先端キャップ５０はまた２リブ５２に固定された少なく
とも１つの断熱層を含むことができる。
たとえば、第３図においてはリブ３２ａの圧力側の側面
および基部３１の＠縁に固定された断熱層４２が含まれ
ている。かかる断熱層４２はそれが固定されたリブの過
熱を防止し、それによって先端キャップ５０中Ｏ熱応力
を低減させるのく役立つ。断熱層が特に有用であるのは
、リブの薄膜冷却マタはｗ寓冷却が不十分となシがちな
半径方向に背の高いリブ上に使用した場合である。かか
る断熱層の実例としては２リブ上に吹付けられたセラミ
ック（たとえばジルコニア）の被膜が挙げられる。
前述の通シ、ドリル作業によって冷却用通路を適当な角
度だけ傾斜させながら形成するためＫは、先端キャップ
３０を動翼３と社別箇に作製することが好ましｈｏその
場合、先端キャップ３０（更に詳しく言えば先端キャッ
プ３０の基部５１）は適当な手段（たとえば拡散接合や
ろう付け）Ｋよって動翼５０半径方向外端（第３図にお
いては端壁２２ｔＤ外面）８に取付けられる。あるいは
また、半径方向に沿って開放端を有する動翼（すなわち
端壁２２を持たない動翼）Ｋ先端キャップ３０を取付け
ることもできる。その場合には、動翼５の側壁１６およ
び１７の半径方向外端同士を橋渡しするように先端キャ
ップ３０を固定すればよい。
上記のごとき構成のいずれにおいても、先端キャップ３
０は動翼３とは別個に作製されることが好ましく、そう
すれば動翼３を交換することなしに先端キャップ３０を
交換することができる。
しかるに所望ならば、第５図に見られるごとく、たとえ
ば動翼５と〇一体部材として鋳造することによって先端
キャップ３０ｔ−動翼５と一体化するとともできる。こ
のような構成の場合、基部３１は動翼Ｓｏｎ壁１６およ
び１７を橋渡ししておシ。
またリブＳ２は基部３１から半径方向外方へ′伸びてい
る。なお１．冷却用通路４ａおよび４１は動翼３０内部
と直接に連絡している。
第１の先端キャップを第２０先端キヤツプと交換するた
めの好適な方法は次Ｏ通シである。適当な手段（たとえ
ば切削中研削）ＶＣよって第１０先端キヤツプを取除い
た後、動翼３Ｑ半径方向外端８（すなわちａＨＩ！１６
および１７の外端並びに端壁２２が存在する場合に社そ
の外面）を平面状に加工する。第２の先端中ヤツプを動
翼５と整列させるととＫよシ、冷却用通路２５シよび２
４を冷却用通路４０および４１と合致させる。その後。
適当な手段（たとえば拡散接合やろう付け）により、第
２０先端キヤツプの半径方向内側の表面（すなわち取付
面）を動翼３０半径方向外端８に固定すればよい。この
ような先端キャップの交換方法″は、動翼の外端上に先
端キャップを形成し直す従来の方法に比べて経費および
時間Ｑ節減をもたらす本のである。
【図面の簡単な説明】
第１図は本発明の先端キャップを組込んだガスタービン
機関Ｏタービン部分の上半部の一部の断面図、第２図は
本発明の先端キャップを組込んだ動翼の半径方向外端部
分の斜視図、第５図は動翼の外端に取付けられた先端キ
ャップの断面図、第４図はリブおよび冷却用通路を示す
第３図の先端キャップの上面図、そして第５図は動翼と
一体化された先端キャップの断面図である。 図中、１はロータアセンブリ、３は動翼、４社円板、５
はエーロフオイル、６はプラットホーム、７は柄部、８
は先端、１０はステータアセンブリ、１１および１２は
静翼、１５は囲い板、１４は上流線、１５は下５！緑、
１６および１７は＠壁、２０および２１は冷却用通路、
２２は端壁。 ２３および２４は冷却用通路、３０は先端キャップ、３
１は基部、３２はリブ、３３は上流線、３４は下流縁、
３５は研磨材、３６および５７は側縁、４０および４１
は冷却用通路、セして４２は断熱層を表わす。 特許出願人ゼネラル・エレグＦＩＪ”、り・カンパニイ
代理人　　（７６３０）　　生　沼　徨　ニ１１（１和
　　年　　月　　日 持重′［庁長官　　小　川　邦　夫　殿名　称　　ゼネ
ラル−エレクトリック少カンバニイ日本ゼネラル・エレ
クトリック株式会ｌ土・極東特許部内電話（５８ｇ）５
２００−５２０７ ６、　ｂｆｆ正の内容 別紙の通り 特許請求の範囲 動翼の半径方向外端に固定する、諸工程から成る方法。 ２．前記第２の先端キャップの前記取付面を前記動翼の
半径方向外端に固定する工程が拡散接合によって行われ
る特許請求の範囲第１項記載の方法。

Claims (1)

  1. 【特許請求の範囲】 １、（ａ）動翼の半径方向外端上に位置する第１の先端
    キャップを取除き、（ｂ）前記動翼の半径方向外端を平
    面状に加工し、（ｃ）平らな取付面を有する第２の先端
    キャップを前記動翼と整列させ、次いで（ｄ）前記第２
    の先端キャップの前記取付面を前記動翼の半径方向外端
    に固定する諸工程から成る、動翼の半径方向外端上に位
    置する第１の先端キャップを第２の先端キャップと交換
    する方法。 ２、前記第２の先端キャップの前記取付面を前記動翼の
    半径方向外端に固定する工程が拡散接合によって行われ
    る特許請求の範囲第１項記載の方法。
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Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011047289A (ja) * 2009-08-25 2011-03-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼およびガスタービン
JP2011099437A (ja) * 2009-11-02 2011-05-19 Alstom Technology Ltd 耐摩耗性及び耐酸化性のタービン翼
JP2012087787A (ja) * 2010-10-19 2012-05-10 General Electric Co <Ge> 接合タービンバケット先端シュラウド及び関連する方法
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

Families Citing this family (162)

* Cited by examiner, † Cited by third party
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
DE3203869C2 (de) * 1982-02-05 1984-05-10 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenlaufschaufel für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinentriebwerke
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
DE3413628C2 (de) * 1983-04-25 1996-09-19 Gen Electric Spaltdichtung für eine Dampfturbine
DE3401742C2 (de) * 1984-01-19 1986-08-14 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Rotor für einen Axialverdichter
US4589823A (en) * 1984-04-27 1986-05-20 General Electric Company Rotor blade tip
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
US4680199A (en) * 1986-03-21 1987-07-14 United Technologies Corporation Method for depositing a layer of abrasive material on a substrate
DE3850681T2 (de) * 1987-02-06 1995-03-09 Wolfgang P Weinhold Rotorblatt.
US4863348A (en) * 1987-02-06 1989-09-05 Weinhold Wolfgang P Blade, especially a rotor blade
US4808055A (en) * 1987-04-15 1989-02-28 Metallurgical Industries, Inc. Turbine blade with restored tip
US4761116A (en) * 1987-05-11 1988-08-02 General Electric Company Turbine blade with tip vent
GB8720248D0 (en) * 1987-08-27 1987-10-07 Imi Titanium Ltd Turbines
JPS6436501U (ja) * 1987-08-29 1989-03-06
FR2623569A1 (fr) * 1987-11-19 1989-05-26 Snecma Aube de compresseur a lechettes d'extremite dissymetriques
US4893987A (en) * 1987-12-08 1990-01-16 General Electric Company Diffusion-cooled blade tip cap
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
US4818833A (en) * 1987-12-21 1989-04-04 United Technologies Corporation Apparatus for radiantly heating blade tips
GB2319567B (en) * 1988-07-29 1998-09-23 United Technologies Corp Clearance control for the turbine of a gas turbine engine
SE9000113L (sv) * 1988-07-29 1998-05-03 United Technologies Corp Spelstyrning för turbinen vid en gasturbinmotor
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
GB8823094D0 (en) * 1988-10-01 1988-11-09 Rolls Royce Plc Clearance control between rotating & static components
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
US5272809A (en) * 1990-09-04 1993-12-28 United Technologies Corporation Technique for direct bonding cast and wrought materials
US5216808A (en) * 1990-11-13 1993-06-08 General Electric Company Method for making or repairing a gas turbine engine component
US5224713A (en) * 1991-08-28 1993-07-06 General Electric Company Labyrinth seal with recirculating means for reducing or eliminating parasitic leakage through the seal
US5282721A (en) * 1991-09-30 1994-02-01 United Technologies Corporation Passive clearance system for turbine blades
US5261789A (en) * 1992-08-25 1993-11-16 General Electric Company Tip cooled blade
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
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
US5403158A (en) * 1993-12-23 1995-04-04 United Technologies Corporation Aerodynamic tip sealing for rotor blades
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
US5503527A (en) * 1994-12-19 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having tip slot
GB2298246B (en) * 1995-02-23 1998-10-28 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine-blade arrangement comprising a shroud band
US5672261A (en) * 1996-08-09 1997-09-30 General Electric Company Method for brazing an end plate within an open body end, and brazed article
US5733102A (en) * 1996-12-17 1998-03-31 General Electric Company Slot cooled blade tip
US5813836A (en) * 1996-12-24 1998-09-29 General Electric Company Turbine blade
US5738491A (en) * 1997-01-03 1998-04-14 General Electric Company Conduction blade tip
JP3453268B2 (ja) * 1997-03-04 2003-10-06 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼
JPH10266803A (ja) 1997-03-25 1998-10-06 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却動翼
US5794338A (en) * 1997-04-04 1998-08-18 General Electric Company Method for repairing a turbine engine member damaged tip
JPH1113402A (ja) * 1997-06-23 1999-01-19 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン冷却翼チップシュラウド
US6027306A (en) * 1997-06-23 2000-02-22 General Electric Company Turbine blade tip flow discouragers
US5902093A (en) * 1997-08-22 1999-05-11 General Electric Company Crack arresting rotor blade
US6179556B1 (en) 1999-06-01 2001-01-30 General Electric Company Turbine blade tip with offset squealer
US6231307B1 (en) * 1999-06-01 2001-05-15 General Electric Company Impingement cooled airfoil tip
US6224336B1 (en) * 1999-06-09 2001-05-01 General Electric Company Triple tip-rib airfoil
DE19933445C2 (de) * 1999-07-16 2001-12-13 Mtu Aero Engines Gmbh Dichtring für nicht- hermetische Fluiddichtungen
US6296447B1 (en) * 1999-08-11 2001-10-02 General Electric Company Gas turbine component having location-dependent protective coatings thereon
US6224337B1 (en) * 1999-09-17 2001-05-01 General Electric Company Thermal barrier coated squealer tip cavity
DE19963375A1 (de) * 1999-12-28 2001-07-12 Abb Alstom Power Ch Ag Schaufel für den Rotor einer Gasturbine sowie Gasturbine mit einer solchen Schaufel
EP1143030A1 (en) 2000-04-03 2001-10-10 ABB Alstom Power N.V. Tip material for a turbine blade and method of manufacturing or repairing a tip of a turbine blade
US6502303B2 (en) 2001-05-07 2003-01-07 Chromalloy Gas Turbine Corporation Method of repairing a turbine blade tip
US6558119B2 (en) * 2001-05-29 2003-05-06 General Electric Company Turbine airfoil with separately formed tip and method for manufacture and repair thereof
US6602052B2 (en) * 2001-06-20 2003-08-05 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil tip squealer cooling construction
US6733232B2 (en) * 2001-08-01 2004-05-11 Watson Cogeneration Company Extended tip turbine blade for heavy duty industrial gas turbine
GB2378733A (en) * 2001-08-16 2003-02-19 Rolls Royce Plc Blade tips for turbines
US6908288B2 (en) * 2001-10-31 2005-06-21 General Electric Company Repair of advanced gas turbine blades
US6634860B2 (en) * 2001-12-20 2003-10-21 General Electric Company Foil formed structure for turbine airfoil tip
US6932570B2 (en) * 2002-05-23 2005-08-23 General Electric Company Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life
US6761539B2 (en) * 2002-07-24 2004-07-13 Ventilatoren Sirocco Howden B.V. Rotor blade with a reduced tip
US6994514B2 (en) * 2002-11-20 2006-02-07 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
GB0228443D0 (en) * 2002-12-06 2003-01-08 Rolls Royce Plc Blade cooling
CH696854A5 (de) 2003-04-14 2007-12-31 Alstom Technology Ltd Thermische Turbomaschine.
US7008186B2 (en) * 2003-09-17 2006-03-07 General Electric Company Teardrop film cooled blade
US20050091848A1 (en) * 2003-11-03 2005-05-05 Nenov Krassimir P. Turbine blade and a method of manufacturing and repairing a turbine blade
GB2409006B (en) 2003-12-11 2006-05-17 Rolls Royce Plc Tip sealing for a turbine rotor blade
JP2005201079A (ja) * 2004-01-13 2005-07-28 Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd タービン翼及びその製造方法
EP1624192A1 (de) * 2004-08-06 2006-02-08 Siemens Aktiengesellschaft Verdichterschaufel für einen Verdichter und Verdichter
US7270514B2 (en) * 2004-10-21 2007-09-18 General Electric Company Turbine blade tip squealer and rebuild method
US7282681B2 (en) * 2005-05-05 2007-10-16 General Electric Company Microwave fabrication of airfoil tips
US7419363B2 (en) * 2005-05-13 2008-09-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with ceramic tip
US7510376B2 (en) * 2005-08-25 2009-03-31 General Electric Company Skewed tip hole turbine blade
US7922455B2 (en) * 2005-09-19 2011-04-12 General Electric Company Steam-cooled gas turbine bucker for reduced tip leakage loss
US7556477B2 (en) * 2005-10-04 2009-07-07 General Electric Company Bi-layer tip cap
FR2893268B1 (fr) * 2005-11-15 2008-02-08 Snecma Sa Procede de realisation d'un rebord situe a l'extremite libre d'une aube, aube obtenue par ce procede et turbomachine equipee de cette aube
EP1820938A1 (de) * 2006-02-20 2007-08-22 ABB Turbo Systems AG Reinigungselemente auf Laufschaufelspitzen einer Abgasturbine
US7600977B2 (en) * 2006-05-08 2009-10-13 General Electric Company Turbine blade tip cap
US7520723B2 (en) * 2006-07-07 2009-04-21 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers
US8512003B2 (en) * 2006-08-21 2013-08-20 General Electric Company Tip ramp turbine blade
US7607893B2 (en) * 2006-08-21 2009-10-27 General Electric Company Counter tip baffle airfoil
US7686578B2 (en) * 2006-08-21 2010-03-30 General Electric Company Conformal tip baffle airfoil
US8632311B2 (en) * 2006-08-21 2014-01-21 General Electric Company Flared tip turbine blade
US8500396B2 (en) * 2006-08-21 2013-08-06 General Electric Company Cascade tip baffle airfoil
US7726944B2 (en) * 2006-09-20 2010-06-01 United Technologies Corporation Turbine blade with improved durability tip cap
US7686568B2 (en) * 2006-09-22 2010-03-30 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating turbine engines
US8066478B1 (en) * 2006-10-17 2011-11-29 Iowa State University Research Foundation, Inc. Preventing hot-gas ingestion by film-cooling jet via flow-aligned blockers
US8425183B2 (en) * 2006-11-20 2013-04-23 General Electric Company Triforial tip cavity airfoil
US7704047B2 (en) * 2006-11-21 2010-04-27 Siemens Energy, Inc. Cooling of turbine blade suction tip rail
JP4830812B2 (ja) * 2006-11-24 2011-12-07 株式会社Ｉｈｉ 圧縮機動翼
US8172518B2 (en) * 2006-12-29 2012-05-08 General Electric Company Methods and apparatus for fabricating a rotor assembly
US7704045B1 (en) 2007-05-02 2010-04-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with blade tip cooling notches
US9009965B2 (en) * 2007-05-24 2015-04-21 General Electric Company Method to center locate cutter teeth on shrouded turbine blades
US20080317597A1 (en) * 2007-06-25 2008-12-25 General Electric Company Domed tip cap and related method
US7980820B2 (en) * 2007-08-27 2011-07-19 United Technologies Corporation Turbine engine blade cooling
US8206108B2 (en) * 2007-12-10 2012-06-26 Honeywell International Inc. Turbine blades and methods of manufacturing
US8360734B2 (en) * 2007-12-13 2013-01-29 United Technologies Corporation Method for repairing an airfoil
GB0724612D0 (en) * 2007-12-19 2008-01-30 Rolls Royce Plc Rotor blades
FR2928405B1 (fr) * 2008-03-05 2011-01-21 Snecma Refroidissement de l'extremite d'une aube.
DE102008047043A1 (de) * 2008-09-13 2010-03-18 Mtu Aero Engines Gmbh Ersatzteil für eine Gasturbinen-Schaufel einer Gasturbine, Gasturbinen-Schaufel sowie ein Verfahren zur Reparatur einer Gasturbinen-Schaufel
GB0901129D0 (en) * 2009-01-26 2009-03-11 Rolls Royce Plc Rotor blade
US20100200189A1 (en) * 2009-02-12 2010-08-12 General Electric Company Method of fabricating turbine airfoils and tip structures therefor
US8186965B2 (en) * 2009-05-27 2012-05-29 General Electric Company Recovery tip turbine blade
US8852720B2 (en) * 2009-07-17 2014-10-07 Rolls-Royce Corporation Substrate features for mitigating stress
US8454310B1 (en) 2009-07-21 2013-06-04 Florida Turbine Technologies, Inc. Compressor blade with tip sealing
US8511991B2 (en) * 2009-12-07 2013-08-20 General Electric Company Composite turbine blade and method of manufacture thereof
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
US8628299B2 (en) * 2010-01-21 2014-01-14 General Electric Company System for cooling turbine blades
US8317476B1 (en) * 2010-07-12 2012-11-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip cooling circuit
US8616847B2 (en) * 2010-08-30 2013-12-31 Siemens Energy, Inc. Abrasive coated preform for a turbine blade tip
US8777567B2 (en) 2010-09-22 2014-07-15 Honeywell International Inc. Turbine blades, turbine assemblies, and methods of manufacturing turbine blades
US8708655B2 (en) 2010-09-24 2014-04-29 United Technologies Corporation Blade for a gas turbine engine
US8807955B2 (en) 2011-06-30 2014-08-19 United Technologies Corporation Abrasive airfoil tip
US8801377B1 (en) * 2011-08-25 2014-08-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with tip cooling and sealing
US8708645B1 (en) * 2011-10-24 2014-04-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with multi-vortex tip cooling channels
EP2604797B1 (de) * 2011-12-13 2020-01-22 MTU Aero Engines GmbH Laufschaufel mit einer Rippenanordnung mit abrasiver Beschichtung
US9249667B2 (en) 2012-03-15 2016-02-02 General Electric Company Turbomachine blade with improved stiffness to weight ratio
US9186757B2 (en) * 2012-05-09 2015-11-17 Siemens Energy, Inc. Method of providing a turbine blade tip repair
US9951629B2 (en) * 2012-07-03 2018-04-24 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9957817B2 (en) * 2012-07-03 2018-05-01 United Technologies Corporation Tip leakage flow directionality control
US9045988B2 (en) * 2012-07-26 2015-06-02 General Electric Company Turbine bucket with squealer tip
US9470096B2 (en) 2012-07-26 2016-10-18 General Electric Company Turbine bucket with notched squealer tip
US10408066B2 (en) 2012-08-15 2019-09-10 United Technologies Corporation Suction side turbine blade tip cooling
EP2713009B1 (en) * 2012-09-26 2015-03-11 Alstom Technology Ltd Cooling method and system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine
US10040094B2 (en) 2013-03-15 2018-08-07 Rolls-Royce Corporation Coating interface
WO2014143310A1 (en) 2013-03-15 2014-09-18 Rolls-Royce Corporation Repair of gas turbine engine components
US9765623B2 (en) 2013-07-23 2017-09-19 General Electric Company Methods for modifying cooling holes with recess-shaped modifications
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
US9995147B2 (en) * 2015-02-11 2018-06-12 United Technologies Corporation Blade tip cooling arrangement
US10107108B2 (en) 2015-04-29 2018-10-23 General Electric Company Rotor blade having a flared tip
GB201508637D0 (en) 2015-05-20 2015-07-01 Rolls Royce Plc A gas turbine engine component with an abrasive coating
US10329922B2 (en) * 2016-02-09 2019-06-25 General Electric Company Gas turbine engine airfoil
SG10201700339YA (en) 2016-02-29 2017-09-28 Rolls Royce Corp Directed energy deposition for processing gas turbine engine components
US10184342B2 (en) 2016-04-14 2019-01-22 General Electric Company System for cooling seal rails of tip shroud of turbine blade
US10495103B2 (en) * 2016-12-08 2019-12-03 United Technologies Corporation Fan blade having a tip assembly
US10619487B2 (en) * 2017-01-31 2020-04-14 General Electric Comapny Cooling assembly for a turbine assembly
US10494932B2 (en) * 2017-02-07 2019-12-03 General Electric Company Turbomachine rotor blade cooling passage
US10533429B2 (en) * 2017-02-27 2020-01-14 Rolls-Royce Corporation Tip structure for a turbine blade with pressure side and suction side rails
FR3065497B1 (fr) * 2017-04-21 2019-07-05 Safran Aircraft Engines Canal d'ejection d'air vers le sommet et vers l'aval d'une pale d'aube de turbomachine
US10502063B2 (en) * 2017-05-31 2019-12-10 General Electric Company Airfoil and method of fabricating same
US10731470B2 (en) 2017-11-08 2020-08-04 General Electric Company Frangible airfoil for a gas turbine engine
GB201801296D0 (en) * 2018-01-26 2018-03-14 Rolls Royce Plc Circumferental seal
EP3546703A1 (de) * 2018-03-29 2019-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenlaufschaufel für eine gasturbine
US11346232B2 (en) * 2018-04-23 2022-05-31 Rolls-Royce Corporation Turbine blade with abradable tip
US11028703B2 (en) * 2018-06-07 2021-06-08 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil with tip leading edge shelf discourager
US10787932B2 (en) 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
US11473591B2 (en) * 2018-10-15 2022-10-18 Asia Vital Components (China) Co., Ltd. Fan blade unit and fan impeller structure thereof
US11118462B2 (en) * 2019-01-24 2021-09-14 Pratt & Whitney Canada Corp. Blade tip pocket rib
US11299991B2 (en) * 2020-04-16 2022-04-12 General Electric Company Tip squealer configurations
US11980938B2 (en) 2020-11-24 2024-05-14 Rolls-Royce Corporation Bladed disk repair process with shield
US11371359B2 (en) 2020-11-26 2022-06-28 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade for a gas turbine engine
US11629412B2 (en) 2020-12-16 2023-04-18 Rolls-Royce Corporation Cold spray deposited masking layer
US11486263B1 (en) * 2021-06-28 2022-11-01 General Electric Company System for addressing turbine blade tip rail wear in rubbing and cooling

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3199836A (en) * 1964-05-04 1965-08-10 Gen Electric Axial flow turbo-machine blade with abrasive tip
US3527544A (en) * 1968-12-12 1970-09-08 Gen Motors Corp Cooled blade shroud
GB1423833A (en) * 1972-04-20 1976-02-04 Rolls Royce Rotor blades for fluid flow machines
US3897169A (en) * 1973-04-19 1975-07-29 Gen Electric Leakage control structure
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
GB1514613A (en) * 1976-04-08 1978-06-14 Rolls Royce Blade or vane for a gas turbine engine
US4214355A (en) * 1977-12-21 1980-07-29 General Electric Company Method for repairing a turbomachinery blade tip
US4169020A (en) * 1977-12-21 1979-09-25 General Electric Company Method for making an improved gas seal

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2011047289A (ja) * 2009-08-25 2011-03-10 Mitsubishi Heavy Ind Ltd タービン動翼およびガスタービン
JP2011099437A (ja) * 2009-11-02 2011-05-19 Alstom Technology Ltd 耐摩耗性及び耐酸化性のタービン翼
JP2012087787A (ja) * 2010-10-19 2012-05-10 General Electric Co <Ge> 接合タービンバケット先端シュラウド及び関連する方法
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

Also Published As

Publication number Publication date
GB2075129A (en) 1981-11-11
JPS56162207A (en) 1981-12-14
JPS647201B2 (ja) 1989-02-08
GB2075129B (en) 1984-03-07
FR2481740A1 (fr) 1981-11-06
FR2481740B1 (fr) 1987-10-16
DE3102575A1 (de) 1982-01-28
IT8119338A0 (it) 1981-01-27
IT1135181B (it) 1986-08-20
DE3102575C2 (ja) 1991-05-29
JPS646321B2 (ja) 1989-02-02
US4390320A (en) 1983-06-28

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