NO811831L - ROTOR SHEET TOP - Google Patents
ROTOR SHEET TOPInfo
- Publication number
- NO811831L NO811831L NO811831A NO811831A NO811831L NO 811831 L NO811831 L NO 811831L NO 811831 A NO811831 A NO 811831A NO 811831 A NO811831 A NO 811831A NO 811831 L NO811831 L NO 811831L
- Authority
- NO
- Norway
- Prior art keywords
- blade
- channels
- cooling
- lamellas
- tip
- Prior art date
Links
- 238000001816 cooling Methods 0.000 claims abstract description 27
- 241000446313 Lamella Species 0.000 claims abstract description 21
- 238000010276 construction Methods 0.000 description 11
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 10
- 239000000463 material Substances 0.000 description 7
- 239000003380 propellant Substances 0.000 description 7
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 2
- 238000009792 diffusion process Methods 0.000 description 2
- 230000020169 heat generation Effects 0.000 description 2
- 230000008642 heat stress Effects 0.000 description 2
- 238000004519 manufacturing process Methods 0.000 description 2
- 238000000034 method Methods 0.000 description 2
- 230000006978 adaptation Effects 0.000 description 1
- 230000006378 damage Effects 0.000 description 1
- 230000001066 destructive effect Effects 0.000 description 1
- 230000008030 elimination Effects 0.000 description 1
- 238000003379 elimination reaction Methods 0.000 description 1
- 238000005516 engineering process Methods 0.000 description 1
- 238000005530 etching Methods 0.000 description 1
- 239000011888 foil Substances 0.000 description 1
- 230000017525 heat dissipation Effects 0.000 description 1
- 239000007769 metal material Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 238000005096 rolling process Methods 0.000 description 1
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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
-
- 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
- Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
- Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
- Y02T50/00—Aeronautics or air transport
- Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Mechanical Treatment Of Semiconductor (AREA)
Abstract
otorblad (10) med betydelig konveksjonskjøling i bladets tuppsone (18). Effektive systemer for opprettelse av konveksjonskjølingen i umiddelbar nærhet av de potensielle gnidningsflater tilstrebes.En tupphettekonstruksjon (24) som er tilvirket av et antall lameller (30,32) som forløper i korderetning, er beskrevet. Den ytterste lamell kan være av såkalt. "squealertupp"-type. Det blir oppnådd effektiv konvek-sjonskjøling, i hvert fall delvis, ved hjelp av tverr-. kanaler (34) som er utformet mellom tilgrensende lamell-elementer. Kanalene er, i det minste i én utfrelsesform, anordnet i "fiskebens"-mønster, hvorved det opprettes en plan sone for stort sett ensartet avkjøling i et roterende blad.otor blade (10) with significant convection cooling in the blade tip zone (18). Effective systems for establishing the convection cooling in the immediate vicinity of the potential friction surfaces are sought. A tip cap structure (24) made of a number of lamellae (30,32) extending in the chord direction is described. The outer lamella can be of so-called. "squealertupp" type. Efficient convection cooling is obtained, at least in part, by means of transverse. channels (34) formed between adjacent lamella elements. The channels are, in at least one embodiment, arranged in a "herringbone" pattern, whereby a planar zone is created for substantially uniform cooling in a rotating blade.
Description
Den foreliggende oppfinnelse vedrører blader på rotasjons-maskiner med aksialstrømning og, nærmere bestemt, tupphetter som er fastgjort til bladendene. The present invention relates to blades on rotary machines with axial flow and, more specifically, tip caps which are attached to the blade ends.
Oppfinnelsens prinsipper er utviklet i gassturbinmotor-industrien, for anvendelse i motorers turbinseksjoner, men-kan med fordel tilpasses andre høytemperaturs-rotasjonsmaskiner. The principles of the invention have been developed in the gas turbine engine industry, for use in engine turbine sections, but can be advantageously adapted to other high-temperature rotary machines.
I moderne gassturbinmotorer blir det i et forbrennings - kammer produsert drivmediumgasser av meget høy temperatur, og disse gasser strømmer gjennom en turbinseksjon bakenfor for-brenningskammeret. Ved forenden av turbinseksjonen har driv-gassene karakteristiske temperaturer av ca. 1370°C eller mer. Drivgasstempefaturen vil i mange tilfeller overstige kapasi-teten av det materiale hvorav turbinkomponentene er fremstilt, In modern gas turbine engines, propellant gases of very high temperature are produced in a combustion chamber, and these gases flow through a turbine section behind the combustion chamber. At the front end of the turbine section, the propellant gases have characteristic temperatures of approx. 1370°C or more. The propellant temperature will in many cases exceed the capacity of the material from which the turbine components are made,
og disse komponenter avkjøles med luft av lavere temperatur,and these components are cooled with air of a lower temperature,
for å hindre at komponentene nedslites eller ødelegges. to prevent the components from wearing down or being destroyed.
Turbinrotorbladene ved forenden av turbinseksjonen er blant de komponenter som vanligvis avkjøles. Bladene rager utad fra motorens rotor, på tvers av drivmediets strømningsbane, og bladenes radiale ytterender er vendt mot en omsluttende kappe på motorstatoren. Klaringen mellom bladtuppene og kappen er tilstrekkelig liten til å motvirke lekkasje av drivmediumgasser over bladtuppene med derav følgende, nedsatt aerodynamisk virkningsgrad. Med en så vidt liten klaring ved bladtuppen vil bladene, særlig ved hurtig skiftende motorhastigheter, stryke mot den omgivende kappe. En slik gnidning medfører risiko for ødeleggende virkninger både som følge av mekanisk deformering av blad eller kappe og på grunn av overdrevne varmepåkjenninger som oppstår under gnidningsperioden. Rotorbladtuppene avkjøles konvensjonelt som beskrevet i US-patentskrifter 3.889.267, 3.994.622 og 4.010.531. The turbine rotor blades at the front end of the turbine section are among the components that are usually cooled. The blades project outwards from the motor's rotor, across the flow path of the propellant, and the radial outer ends of the blades face an enclosing jacket on the motor stator. The clearance between the blade tips and the sheath is sufficiently small to prevent leakage of propellant gases over the blade tips with the resulting reduced aerodynamic efficiency. With such a small clearance at the blade tip, the blades, especially at rapidly changing engine speeds, will brush against the surrounding casing. Such rubbing entails a risk of destructive effects both as a result of mechanical deformation of the blade or sheath and due to excessive heat stress that occurs during the rubbing period. The rotor blade tips are conventionally cooled as described in US Patents 3,889,267, 3,994,622 and 4,010,531.
De omsluttende kapper fremstilles vanligvis av slipbart eller deformerbart materiale som kan kompensere gnidningskontakt med bladene uten ødeleggende innvirkning. Slike konstruksjoner er kjent fra US-patentskrifter 3.042.365, 3.854.-842, 3.817. 719, 3.879.831 og 3.918.925. The enclosing sheaths are usually made of sandable or deformable material that can compensate for rubbing contact with the blades without damaging impact. Such constructions are known from US patent documents 3,042,365, 3,854-842, 3,817. 719, 3,879,831 and 3,918,925.
Til tross for de tidligere utviklede konstruksjoner og materialsystemer, er forskere og ingeniører innenfor denne industrigren fortsatt beskjeftiget med utvikling av ytterlig forbedrete blad- og kappekomponenter'. Det er særlig ønskelig å frembringe rorblader med stor motstandskraft overfor destruk--. tive deformeringskrefter og med effektiv kjøling i bladtupp-sonen. Despite the previously developed constructions and material systems, scientists and engineers within this branch of industry are still engaged in the development of further improved blade and sheath components'. It is particularly desirable to produce rudder blades with great resistance to destruction. tive deformation forces and with effective cooling in the blade tip zone.
En rotorbladtupp ifølge den foreliggende oppfinnelse,A rotor blade tip according to the present invention,
som kjennetegnes ved en betydelig, konvektiv varmeoverførings-kapasitet i sonen umiddelbart ved potensielle gnidningsflater i bladtuppen, er fremstilt av et antall lamell-elementer som forløper i korderetning og ér stablet i spennretning, og som innbefatter kjølekanaler som forløper i et mellomliggende plan. which is characterized by a significant, convective heat transfer capacity in the zone immediately at potential rubbing surfaces in the blade tip, is made of a number of lamella elements that run in the chord direction and are stacked in the span direction, and which include cooling channels that run in an intermediate plane.
Et primært kjennetegn ved oppfinnelsen er lamellkonstruk-sjonen som danner tupphétten. Lamellene er anordnet i korderetning tvers over bladtuppen, og dekker derved det innvendige kjøleluftkammer i bladet. Det er ved hjelp av kjøleluftkanaler som ligger mellom lamellene, opprettet et varmeavløp for avleding av varmeenergi fra gnidningsflåtene ved bladtuppen. I A primary characteristic of the invention is the lamella construction which forms the tip cap. The slats are arranged in chord direction across the blade tip, thereby covering the internal cooling air chamber in the blade. With the help of cooling air channels located between the slats, a heat drain has been created to divert heat energy from the rubbing fins at the blade tip. IN
noen tilfeller er den ytterste lamell utformet som en konstruksjon av "squealertupp"-type. En opphøyet rand som forløper rundt bladtuppens ytterkant, har som formål å minske størrelsen av flatearealet som bringes i gnidende kontakt med den kappe som omgir bladet. in some cases the outermost lamella is designed as a "squealer tip" type construction. A raised edge that runs around the outer edge of the blade tip has the purpose of reducing the size of the surface area that is brought into rubbing contact with the sheath that surrounds the blade.
Et hovedfortrinn ved den foreliggende oppfinnelse bestårA main advantage of the present invention consists
i en øket evne til opprettelse av effektiv kjøling i umiddelbar nærhet av kilden for den utviklede varmeenergi. Grunnet luft-avleding fra bladsiden istedenfor fra bladtuppen, sikres en kon-tinuerlig tilstrømning av kjøleluft. Kjølekapasiteten blir ikke nedsatt under perioder av gnidekontakt med den omsluttende mantel. in an increased ability to create effective cooling in the immediate vicinity of the source of the developed heat energy. Due to air diversion from the blade side instead of from the blade tip, a continuous flow of cooling air is ensured. The cooling capacity is not reduced during periods of rubbing contact with the enclosing mantle.
Oppfinnelsen vil bli nærmere beskrevet i det etterfølgende under henvisning til de medfølgende tegninger, hvori: Fig. 1 viser et perspektivriss av et gassturbinrotorblad med en tupphette ifølge den foreliggende oppfinnelse. Fig. 2 viser et forstørret riss av tuppsonén-av bladet i fig. 1, som omfatter de korderettede lameller som danner tupphetten, og hvor visse partier er utelatt, for å vise et konvek-sjonskjølingssystem som er anordnet i et planmønster av "fiske-bens"-type. The invention will be described in more detail below with reference to the accompanying drawings, in which: Fig. 1 shows a perspective view of a gas turbine rotor blade with a tip cap according to the present invention. Fig. 2 shows an enlarged view of the tip zone of the blade in fig. 1, which includes the corded slats forming the tip cap, and where certain portions have been omitted, to show a convection cooling system arranged in a herringbone type planar pattern.
Rotorbladet 10 ifølge fig. 1 er representativt for rotor-blader av den type som omfattes av den foreliggende oppfinnelses prinsipper. Bladet har tre hovedseksjoner: en rotseksjon 12,. The rotor blade 10 according to fig. 1 is representative of rotor blades of the type covered by the principles of the present invention. The leaf has three main sections: a root section 12,.
en plattformseksjon 14 og en aerofoilseksjon 16. Ytterenden 18 av aerofoilseksjonen er betegnet som tuppsonen. Det er, innvendig i bladet, anordnet et eller flere kammer, f.eks. et for-kantkammer 20 og et bakkantkammer 22, som forløper fra bladets rotseksjon og gjennom aerofoilseksjonen, for å fordele kjøle-luft i den omgivende sone. a platform section 14 and an aerofoil section 16. The outer end 18 of the aerofoil section is designated the tip zone. Inside the blade, one or more chambers are arranged, e.g. a leading edge chamber 20 and a trailing edge chamber 22, extending from the root section of the blade and through the aerofoil section, to distribute cooling air in the surrounding zone.
Kamrene er i ytterenden av aerofoilseksjonen lukket av en tupphette 24 med en utadrettet ytterrand 26 som rager oppad fra den underliggende konstruksjon. The chambers are at the outer end of the aerofoil section closed by a tip cap 24 with an outwardly directed outer edge 26 which projects upwards from the underlying construction.
I sitt driftsmiljø kan rotseksjonen-12 av bladet monteres på en rotorskive (ikke vist) på en gassturbinmotor, slik at aero-foilseks jonen 16 rager utad tvers over en ringformet strømnings-bane for drivmediumgasser i motoren. Plattformseksjonen 14 ut-gjør en del av strømningsbanens indre begrensning. Strømnings-banens ytre begrensning dannes delvis av en omsluttende kappe, (heller ikke vist) som er anordnet rett overfor bladtuppens forhøyete randsone og i umiddelbar nærhet av denne. In its operating environment, the root section 12 of the blade can be mounted on a rotor disk (not shown) of a gas turbine engine, so that the aero-foil section 16 projects outwardly across an annular flow path for propellant gases in the engine. The platform section 14 forms part of the internal limitation of the flow path. The outer limitation of the flow path is formed in part by an enveloping sheath (also not shown) which is arranged directly opposite the elevated edge zone of the blade tip and in the immediate vicinity of this.
Ifølge den utførelsesform av oppfinnelsen som er vist i fig. 2, er aerofoilseksjonen 16 tilvirket av et antall lameller 2 8 som forløper i spennretning, og som er sammenføyd på hensikts-messig måte, f.eks. ved diffusjonsbindning. Tupphetten 24 er likeledes tilvirket av et antall korderettede lameller, innbe-fattende en ytterlamell 30 og en eller flere innerlameller 32 som er stablet i spennretning. Ytterendene av forkantkammeret 20 og bakkantkammeret 2 2 er lukket av tupphetten. Innerlamellene According to the embodiment of the invention shown in fig. 2, the aerofoil section 16 is made of a number of lamellas 2 8 which extend in the span direction, and which are joined together in an appropriate manner, e.g. by diffusion bonding. The tip cap 24 is likewise made of a number of chord-oriented lamellas, including an outer lamella 30 and one or more inner lamellas 32 which are stacked in the span direction. The outer ends of the leading edge chamber 20 and the trailing edge chamber 2 2 are closed by the tip cap. The inner slats
32 er fremstilt av metallisk materiale av en sammensetning som er jevnførbar eller identisk med det materiale hvorav bladets aerofoilseksjon er tilvirket. Ytterlamelien 30 er fremstilt av samme materiale og innbefatter en opphøyd randsone som forløper rundt bladendens ytterkant. Den opphøyde randsone representerer en minimumsflate i bladtuppen, som vil utsettes for gnidende kontakt med bladomsluttende kapper. Derved unngås overdrevne varmespenninger, idet bladtuppen vil nedslites i tilpasning til mantelfasongen. Lamellene forbindes, f.eks. med hverandre og med de spennrettede lameller i aerofoilseksjonen, likeledes på hen-siktsmessig måte, f.eks. ved diffusjonsbinding. 32 is made of metallic material of a composition comparable or identical to the material from which the airfoil section of the blade is made. The outer lamella 30 is made of the same material and includes a raised edge zone that extends around the outer edge of the blade end. The raised edge zone represents a minimum surface in the blade tip, which will be exposed to rubbing contact with the sheaths surrounding the blade. This avoids excessive heat stress, as the blade tip will wear down in adaptation to the sheath shape. The slats are connected, e.g. with each other and with the spanwise slats in the aerofoil section, likewise in an appropriate manner, e.g. by diffusion binding.
Tverrkanaler 34 for kjøleluftstrømmen er anordnet i grense-flaten 36 mellom to tilstøtende lamell-elementer. En del av kanalene 34 i den viste utførelsesform utgår fra et av kjøle-kamrene i det indre av bladet og i tverretning til aerofoil-seks jonens trykkside 38. Den øvrige del av kanalene 34 utgår fra det indre av bladet og i tverretning til aerofoilseksjonens sugeside 40. Disse tverrkanaler kan være utformet i den ene side av en enkeltlamell, eller i de innbyrdes motvendte sider av to tilstøtende lameller som deretter er plassert i overensstemmelse med hverandre. Av flere egnete teknikker for utforming av kanalene skal her bare nevnes valsing og etsing. Transverse channels 34 for the cooling air flow are arranged in the interface 36 between two adjacent lamellar elements. A part of the channels 34 in the embodiment shown emanates from one of the cooling chambers in the interior of the blade and in a transverse direction to the pressure side 38 of the aerofoil section. The other part of the channels 34 emanates from the interior of the blade and in a transverse direction to the suction side of the aerofoil section 40. These transverse channels can be designed in one side of a single lamella, or in the mutually opposite sides of two adjacent lamellas which are then placed in accordance with each other. Of several suitable techniques for designing the channels, only rolling and etching should be mentioned here.
Tupphetter som er konstruert i overensstemmelse med oppfinnelsens prinsipper, er meget fordelaktige grunnet evnen til opprettelse av sterk konveksjonskjøling i umiddelbar nærhet av punktene for potensiell varmeutvikling. Et varmeavløp for avleding av varmeenergi fra disse varmeutviklingspunkter, er dannet av de mange kanaler og særlig tverrkanalene 34 som vist i fig. 2. Tverrkanalene danner en plan sone for stort sett ensartet avkjøling. Tip hoods that are constructed in accordance with the principles of the invention are very advantageous due to the ability to create strong convection cooling in the immediate vicinity of the points of potential heat generation. A heat drain for diverting heat energy from these heat generation points is formed by the many channels and especially the cross channels 34 as shown in fig. 2. The transverse channels form a flat zone for largely uniform cooling.
Lame1Ikonstruksjonen er meget egnet for fremstilling av tverrkanaler, særlig i grenseflatene mellom tilstøtende lameller, hvor det kan utformes kanaler av komplisert geometri og kontur, innen lamellene sammenføyes. Ved at det, ifølge oppfinnelsen, : er anordnet et varmeavløp umiddelbart nær de potensielle gnidningsflater, vil varmen kunne avledes uten ødeleggelse av blad-tuppmaterialet. The Lame1I construction is very suitable for the production of transverse channels, particularly in the interfaces between adjacent slats, where channels of complicated geometry and contour can be designed, before the slats are joined together. By the fact that, according to the invention: a heat drain is arranged immediately close to the potential rubbing surfaces, the heat will be able to be dissipated without destroying the blade tip material.
Det kreves et stort antall kanaler for å oppnå sikkerhet for tilfredsstillende konveksjonskjøling. Selv om kanalene er anordnet i et mindre antall i kjente konstruksjoner som ikke er av lamelltypen, er disse konstruksjoner basert på i hvert fall delvis filmkjøling, for at bladflatene skal beskyttes mot drivmediumgasser av høy temperatur. Det er ved konstruksjonen ifølge den foreliggende beskrivelse tatt i betraktning, at ved opptredende gnidning vil filmkjølingen over bladtuppen avbrytes nøyaktig på et tidspunkt hvor det kreves maksimal varmeavledings-kapasitet. Ifølge oppfinnelsen vil en slik eliminering av kjøle-kapasiteten forebygges. A large number of channels are required to ensure satisfactory convection cooling. Although the channels are arranged in a smaller number in known constructions which are not of the lamellar type, these constructions are based on at least partial film cooling, in order to protect the blade surfaces from propellant medium gases of high temperature. In the construction according to the present description, it is taken into account that in the event of rubbing, the film cooling over the blade tip will be interrupted exactly at a time when maximum heat dissipation capacity is required. According to the invention, such an elimination of the cooling capacity will be prevented.
Tupphettekonstruksjonen ifølge den foreliggende oppfinnelse er vist i tilknytning til et blad som er fremstilt ved anvendelse av kjent radiallamellteknikk. Oppfinnelsens prinsipper er i høy grad forenelige med materialsystemer og fremstillingsteknikker som anvendes ved radiallamellkonstruksjoner, og vil sannsynlig-vis finne størst anvendelse på dette område- Kjente systemer innenfor radiallamellbladområdet er omtalt i US-patentskrifter 3.872.563 og 4.203.706. The tip cap construction according to the present invention is shown in connection with a blade which has been produced using known radial lamella technology. The principles of the invention are to a high degree compatible with material systems and manufacturing techniques used in radial lamella constructions, and will probably find the greatest application in this area - Known systems within the radial lamella blade area are discussed in US patents 3,872,563 and 4,203,706.
Det vil åpenbart kunne gjennomføres modifiseringer av den viste utførelsesform, uten at det derved avvikes "fra oppfinnelsens ramme. It will obviously be possible to carry out modifications to the embodiment shown, without thereby deviating from the scope of the invention.
Claims (4)
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| US15654980A | 1980-06-05 | 1980-06-05 |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| NO811831L true NO811831L (en) | 1981-12-07 |
Family
ID=22560030
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| NO811831A NO811831L (en) | 1980-06-05 | 1981-06-01 | ROTOR SHEET TOP |
Country Status (8)
| Country | Link |
|---|---|
| JP (1) | JPS5728803A (en) |
| BE (1) | BE889078A (en) |
| DE (1) | DE3122485A1 (en) |
| FR (1) | FR2484015A1 (en) |
| GB (1) | GB2077364B (en) |
| IL (1) | IL63012A (en) |
| NO (1) | NO811831L (en) |
| SE (1) | SE8103503L (en) |
Families Citing this family (4)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| 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 |
| FR2689176B1 (en) * | 1992-03-25 | 1995-07-13 | Snecma | DAWN REFRIGERATED FROM TURBO-MACHINE. |
| US5476364A (en) * | 1992-10-27 | 1995-12-19 | United Technologies Corporation | Tip seal and anti-contamination for turbine blades |
| JP2955252B2 (en) * | 1997-06-26 | 1999-10-04 | 三菱重工業株式会社 | Gas turbine blade tip shroud |
-
1981
- 1981-06-01 GB GB8116712A patent/GB2077364B/en not_active Expired
- 1981-06-01 NO NO811831A patent/NO811831L/en unknown
- 1981-06-02 IL IL63012A patent/IL63012A/en unknown
- 1981-06-02 JP JP8486581A patent/JPS5728803A/en active Pending
- 1981-06-03 BE BE0/204987A patent/BE889078A/en not_active IP Right Cessation
- 1981-06-03 SE SE8103503A patent/SE8103503L/en not_active Application Discontinuation
- 1981-06-04 FR FR8111039A patent/FR2484015A1/en active Pending
- 1981-06-05 DE DE19813122485 patent/DE3122485A1/en not_active Withdrawn
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| IL63012A (en) | 1984-10-31 |
| DE3122485A1 (en) | 1982-04-15 |
| GB2077364A (en) | 1981-12-16 |
| FR2484015A1 (en) | 1981-12-11 |
| IL63012A0 (en) | 1981-09-13 |
| GB2077364B (en) | 1983-10-26 |
| BE889078A (en) | 1981-10-01 |
| JPS5728803A (en) | 1982-02-16 |
| SE8103503L (en) | 1981-12-06 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| US6350102B1 (en) | Shroud leakage flow discouragers | |
| US4606701A (en) | Tip structure for a cooled turbine rotor blade | |
| US6179556B1 (en) | Turbine blade tip with offset squealer | |
| US4424001A (en) | Tip structure for cooled turbine rotor blade | |
| US5183385A (en) | Turbine blade squealer tip having air cooling holes contiguous with tip interior wall surface | |
| US4142824A (en) | Tip cooling for turbine blades | |
| JP3648244B2 (en) | Airfoil with seal and integral heat shield | |
| US6086328A (en) | Tapered tip turbine blade | |
| US5192192A (en) | Turbine engine foil cap | |
| EP2055898A2 (en) | Turbine airfoil with platform cooling | |
| US4714406A (en) | Turbines | |
| US6190129B1 (en) | Tapered tip-rib turbine blade | |
| US5733102A (en) | Slot cooled blade tip | |
| US6761534B1 (en) | Cooling circuit for a gas turbine bucket and tip shroud | |
| EP1013878B1 (en) | Twin rib turbine blade | |
| US4948338A (en) | Turbine blade with cooled shroud abutment surface | |
| EP1617045B1 (en) | Skirted turbine blade | |
| JP4902157B2 (en) | Turbine blade with a groove at the tip | |
| CA1040538A (en) | Tip cap apparatus and method of installation | |
| US4127358A (en) | Blade or vane for a gas turbine engine | |
| JPH09511304A (en) | Turbine shroud segment with bent cooling channels | |
| KR900013213A (en) | Compressor diaphragm assembly | |
| JP2000297604A (en) | Cooling circuit for gas turbine bucket and chip shroud | |
| GB2155558A (en) | Turbomachinery rotor blades | |
| GB1605335A (en) | A rotor blade for a gas turbine engine |