CN101233299B - 燃气透平叶片环 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种燃气透平叶片环(90),包括支撑结构(80)和固定在其上的燃气透平叶片(50)。燃气透平叶片(50)包括叶片根部(52),在该叶片根部上上下相继地接合有平台(54)和其上的沿纵向(L)弯曲的叶型(56),其中叶片根部(52)沿叶型(56)的纵向(L)延伸和平台(54)具有两个沿纵向(L)延伸的平行弯曲的平台纵缘(55)。为了提供一种安装简单的替代的燃气透平叶片环(90),建议叶片根部(52)这样地成形,使得相关的平台纵缘(55)的吸气侧的和压力侧的叶片根部表面(72)凸起地和凹入地弯曲延伸。此外本发明涉及这种燃气透平叶片环(90)的使用。

Description

燃气透平叶片环
技术领域
本发明涉及一种燃气透平叶片,包括在横截面上成型的叶片根部,其上上下相继地接合有平台和在该平台上的沿纵向弯曲的叶型,其中叶片根部沿叶型的纵向延伸和平台具有两个沿纵向延伸的弯曲的平台纵缘。此外本发明涉及一种用于燃气透平的燃气透平叶片环的平台元件,包括成型的平台根部和平台板,它具有两个弯曲的纵缘和其中平台板和平台根部在纵向上延伸。此外本发明涉及一种用于固定布置在环中的燃气透平叶片的支撑结构,其中设有叶片固定槽,燃气透平叶片的各叶片根部可以***该叶片固定槽中。此外本发明涉及一种用于燃气透平的具有支撑结构和燃气透平叶片的燃气透平叶片环以及涉及这种燃气透平叶片环的使用。
背景技术
由现有技术已知具有直线形的叶片根部和平台以及弯曲的叶型的燃气透平叶片。具有强烈变化的平台伸出部的压力侧的和吸气侧的平台沿着其叶型延伸。例如在压力侧上,在流入棱边和流出棱边之间的中间区域,这种燃气透平叶片具有大的伸出部,其朝着流出棱边和流入棱边的方向持续地变小。该大的伸出部的冷却较差和较难和减小燃气透平叶片的疲劳寿命。
为了避免这种平台伸出部,由WO2001/059263A2已知一种用于燃气透平的透平叶片布置。具有直线形的叶片根部的燃气透平工作叶片形状配合地***,设置在透平盘外周面上的固定槽中。燃气透平工作叶片仅仅具有平台残余部分,其纵缘沿透平的轴向弯曲地延伸。在两个相邻的燃气透平工作叶片之间一个单独的平台借助于附加的固定器与透平盘连接。由于重量较轻,因为是没有平台的燃气透平叶片,因此叶型可以沿径向延长。
其中的缺陷是,每个平台元件必须借助于单独的固定元件或单独的固定器固定在透平盘上。
此外,由JP07310502已知一种铸造的单晶固化的燃气透平叶片,它具有沿着其轴向延伸部分弯曲的叶片根部和与此对应弯曲的平台纵缘。
发明内容
本发明的任务是提出一种用于将燃气透平叶片和平台元件固定在支撑结构上以形成环用于燃气透平的燃气透平叶片的简化的***。以该***为目标的任务通过提供一种燃气透平叶片环解决。
所述燃气透平叶片环包括
燃气透平叶片,它包括在横截面上成型的叶片根部,在该叶片根部上上下相随地接合有平台和在其上的沿纵向弯曲的叶型,该叶型由吸气侧的型壁和压力侧的型壁形成,其中叶片根部沿叶型的纵向延伸,并且平台具有在吸气侧凸起地弯曲的和在压力侧凹入地弯曲的、各沿纵向延伸的平台纵缘,其中,叶片根部这样地成形,使得面对着吸气侧的和压力侧的型壁的各自叶片根部表面相应于所属的平台纵缘凸起地和凹入地弯曲延伸,并且其中吸气侧的和压力侧的平台伸出部构造成具有较短平台宽度的平台残余部分,
平台元件,它包括成型的平台根部和平台板,平台板具有凸起地弯曲的纵缘和凹入地弯曲的纵缘,并且其中平台板和平台根部在纵向上延伸,其中平台根部这样地成形,使得相关的纵缘的对应的侧面的平台根部表面凸起地或凹入地弯曲延伸,以及
支撑结构,其中设有叶片固定槽,在该叶片固定槽中可以***燃气透平叶片的叶片根部,其中,每个叶片固定槽以与叶片根部相同的尺寸弯曲,并且在相邻的叶片固定槽之间各设有一个平台固定槽,其以与平台根部相同的尺寸弯曲,并且
在周向上看,各在两个***到叶片固定槽中的相邻的燃气透平叶片的平台纵缘之间设置有***到平台固定槽中的平台元件,其中平台板覆盖支撑结构。
该简化的***至少包括一个具有在轴向上弯曲的固定槽的支撑结构,其上固定具有与固定槽类似地弯曲的叶片根部的燃气透平叶片。该***包括在支撑结构中的其它的固定槽,用于固定具有相应地凸起地或凹入地弯曲的纵缘的平台元件。
燃气透平叶片在支撑结构中装配成燃气透平叶片环。在支撑结构中设有燃气透平叶片的叶片根部可以***其中的叶片固定槽,其中叶片固定槽与燃气透平叶片的叶片根部对应,亦即每个叶片固定槽与叶片根部相同地在纵向或轴向上拱形地构造(被弯曲)和在横截面上成型地构造。
在燃气透平叶片环的两个相邻的燃气透平叶片之间以与燃气透平叶片相同的方式和方法固定单独的平台元件。通过在支撑结构中使用近似无平台的燃气透平叶片,在支撑结构中在两个相邻的叶片固定槽之间各设置一个以与平台根部相同的尺寸弯曲的平台固定槽。平台元件可以沿着与其弯曲对应的运动方向上***该平台固定槽中,因为不仅平台元件的纵缘而且燃气透平叶片的平台的平台纵缘以及它们的(平台和叶片的)根部都沿相同方向弯曲。
燃气透平叶片的特别小的平台这样实现,即吸气侧的和/或压力侧的平台伸出部构造成具有较短的平台宽度的平台残余部分。对于这种情况,燃气透平叶片几乎是无平台式的,由此大大简化了它的结构。这种简化导致燃气透平叶片的设计以及其制造上的成本降低。此外克服了在叶型和平台之间的过渡区域中出现的和是产生过早疲劳的原因的材料应力。
本发明基于这样的认识,为了实现燃气透平叶片的特别简单的,并且是单个的安装,燃气透平叶片的平台根部和叶片根部以及支撑结构的固定槽必须相同形式地沿纵向或轴向成形。但是在所引用的现有技术中,它们是不同的:平台纵缘延伸沿轴向被弯曲,而叶片根部沿轴向直线地延伸。由于由此公知的燃气透平叶片基于直线延伸的叶片根部在纯粹的平移移动中被***,和它的平台纵缘是弯曲的,因此中间连接的平台元件必须沿径向***到其工作位置上,以便此后用附加的,在直线的运动方向上安装的固定器固定在转子盘上。
现在平台根部这样地成形,即平台根部相应于平台纵缘凸起地或凹入地弯曲延伸。所有几何形状的,影响安装的表面此时沿相同的方向被弯曲,从而所有形成燃气透平叶片环的部件可以单个地在与其弯曲对应的运动方向上组装。
此外该几何条件的保持可以提供一种燃气透平叶片,其具有的压力侧的平台和吸气侧的平台各具有沿着型壁与平台伸出部近似相同的平台宽度。平台宽度从压力侧的或吸气侧的型壁到最靠近的平台纵缘的距离。
近似恒定的平台宽度可以实现对平台的简单得多的和更加有效的冷却。当在燃气透平中应用时,这导致沿着平台的更均匀的温度分布,这又由于较小的材料应力而延长了燃气透平的寿命。
此外利用按照本发明的燃气透平叶片环可以在一个环中设置比至今为止更多的燃气透平叶片。
本发明还涉及其它有利的实施例。
在一个有利的第一实施例中,本类型的燃气透平叶片具有一个叶片根部表面,在其上面所有沿纵向延伸的弯曲线与弯曲的平台纵缘平行地在圆弧上延伸。由此可以特别简单地和成本低地制造燃气透平叶片。与此备选地,吸气侧的和压力侧的叶片根部表面也可以这样地相互被弯曲延伸,使得叶片根部从流入棱边的端部到流出棱边的端部逐渐变得更尖地,亦即楔形地沿纵向减小其横截面地延伸。在运行中这种燃气透平叶片由于在热燃气中出现的推力被压入和沿轴向固定在在支撑结构的为此对应地成形的固定槽中。
特别有利地,从吸气侧的型壁直到吸气侧的平台纵缘和/或从压力侧的型壁直到压力侧的平台纵缘凸出有吸气侧的或压力侧的平台伸出部,其平台宽度在其沿纵向延伸的长度的30%上是近似恒定的。由于近似保持恒定的平台宽度,平台和叶型的过渡部分在运行中承受更均匀的热的和机械的应力。这种构造的平台可以特别好地和均匀地冷却和避免不均匀的,沿着叶型的非常不同的宽度的平台伸出部。此外,由于现在应力均匀,因此可以实现疲劳寿命的提高。
优选地,燃气透平叶片构造成燃气透平工作叶片,其叶片根部在横截面上燕尾形地,锤形地或冷杉形地构造。此外优选铸造的燃气透平叶片是可以冷却的。
特别优选地,平台根部沿纵向这样地成形,使得平台根部表面的所有沿纵向延伸的弯曲线与纵缘平行地在圆弧上延伸。平台根部亦即以与燃气透平叶片的叶片根部相同的尺度被弯曲。两个根部因此具有相同的圆弧或半径,从而每个元件可以单独地安装在支撑结构中。
为了提供价格特别有利的和/或耐温和耐腐蚀的平台元件,该平台元件至少部分地由陶瓷制成。平台冷却可以由此减少,其使得装配了该平台的燃气透平的效率提高。
符合目的地,支撑结构构造成转子盘,其中叶片固定槽沿转子盘轴向延伸地设置在其外周面上。
由于进气侧和/或压力侧的平台或其伸出部具有近似恒定地宽度,因此它们可以更加简单地和更加有效地冷却。冷却空气的使用可以减少。节约的冷却空气可以在固定的燃气透平中用于燃烧以提高效率。特别是当平台元件构造成陶瓷件或具有陶瓷隔热层时,可以在必要时甚至取消平台冷却,这对由此装配的燃气透平产生提高效率的作用。
附图说明
本发明将对照附图进行描述。附图中所示,
图1是燃气透平的一个部分纵剖面视图,
图2是按照本发明的具有弯曲的叶片根部和弯曲的平台的燃气透平叶片,
图3是按照本发明的具有弯曲的平台根部的平台元件,
图4是按照本发明的燃气透平叶片环的一个局部的透视图。
具体实施方式
图1显示了燃气透平1的部分纵剖面视图。它在内部具有围绕旋转轴线2转动支承的转子3,它也称为透平机轮盘。沿着转子3相继跟随着吸气外壳4,压缩机5,具有多个相互旋转对称地布置的燃烧器7的环面类型的环形燃烧室6,透平单元8和废气外壳9。环形燃烧室6形成燃烧空间17,它与环形的热燃气通道18连通。在那里四个前后连接的透平级10形成透平单元8。每个透平级10由两个叶片环形成。从在环形燃烧室6中产生的热燃气11的流动方向上看,在热燃气通道18中每个导向叶片级13后跟随的是由燃气透平工作叶片15形成的级14。导向叶片12固定在定子上,而级14的燃气透平工作叶片15借助于透平盘19安装在转子3上。在转子3上连接有发电机或做功机器(未示出)。
图2显示了按照本发明的构造成燃气透平工作叶片的具有叶片根部52的燃气透平叶片50,其上上下相继地设置有平台54和叶型56。叶型56沿纵向L,亦即在燃气透平1中的安装位置上沿轴向A被弯曲。为了清楚起见,叶型56没有示出它的整个高度,而是在比较靠***台54的地方结束。
叶型56具有压力侧的型壁62以及吸气侧的型壁64,它们从前缘66叶型56的延伸到后缘68。在燃气透平1运行时热燃气11围绕燃气透平叶片50流动。它沿着型壁62,64,从前缘66朝着后缘68的方向流动。
与叶型56的弯曲相对应地,平台54沿着纵向L被弯曲,平台54的纵缘55不是直线延伸的,而是弧线延伸。吸气侧的平台纵缘55a是凸起地和压力侧的平台纵缘55b是凹入地被弯曲的。平台54分别在前缘66区域中和在后缘68区域中具有在端部处横向延伸的平台横缘53。
如从图2的透视图中可以看见,叶片根部52以与平台54的纵缘55相同的方式和方法被弯曲。吸气侧的叶片根部表面72b沿纵向凸起地被弯曲和压力侧的叶片根部表面72a沿纵向是凹入的。叶片根部52在所示的实施例中此外这样地成形,使得叶片根部表面72的所有沿纵向L延伸的弯曲线70与平台纵缘55平行地在圆弧上延伸。
平台纵缘55和叶片根部52的弯曲线70可以在圆弧上延伸,以便平台纵缘可以非常容易地在支撑结构80(图4)连续地***叶片固定槽82中。
叶片根部表面72应理解为叶片根部52的侧面,它在纵向L的方向上延伸。不包括在端部处的叶片根部面73。
由于叶片根部52具有弯曲的形状,因此可以实现可特别好地减小热机械应力的平台伸出部75,其沿着纵轴线L至少在平台54的长度的30%上(沿纵向)不仅在吸气侧而且在压力侧近似恒定地延伸。
按照本发明的平台元件74显示在图3中的透视图中。平台元件74具有平台板76以及平台根部78,它们两者沿纵向L延伸。与燃气透平叶片50的平台54类似地,平台元件74的平台板76具有沿纵向L凸起地弯曲的平台纵缘79a和凹入地弯曲的平台纵缘79b。平台根部78相对于平台纵缘79沿纵向L对应地被弯曲。如按照本发明的燃气透平叶片50的叶片根部表面72的所有沿纵向L延伸的弯曲线70那样,平台根部表面81的所有沿纵向L延伸的弯曲线77与平台板76的纵缘79平行地在圆弧上延伸。
图4在透视图中显示了按照本发明的用于燃气透平1的燃气透平叶片环90的一个局部。燃气透平叶片环90由支撑结构80,特别是转子盘19保持。在转子盘19的外周面91设置有相对于转子3的旋转轴线而言沿轴向A延伸的成型的固定槽。固定槽用于安置和用于固定按照本发明的燃气透平叶片50和平台元件74。优选地,为了固定燃气透平叶片50设置的固定槽,叶片固定槽92在横截面上是冷杉树形地成型的,而为了保持和固定平台元件74设置的平台固定槽93在横截面上是燕尾形地构造的或也可以具有其它的根部形状。每个叶片根部52形状配合地安装在叶片固定槽92中,同样每个平台根部78形状配合地安装在平台固定槽93中。不仅叶片固定槽92而且平台固定槽93都沿轴向A这样的被弯曲地延伸,使得它们的沿轴向A延伸的槽表面的弯曲线平行地在圆弧上延伸和在这种情况下对应于叶片根部52和平台根部78的弯曲。
由此可以将燃气透平叶片50和平台元件74在与它们的弯曲对应的运动方向上单独地前后相继地***对应的固定槽中。
如图4所示,所有沿轴向A或在纵向L上弯曲延伸的纵缘可以平行地处于在圆弧上,以便完整装配的燃气透平叶片环90的每个部件,不仅燃气透平叶片50而且平台元件74都可以被导向地从燃气透平叶片环中推出。
整体上,由于叶片根部和平台的弯曲的结构,可以原则上在叶型的两侧,亦即在吸气侧和在压力侧,调节出更均匀的平台宽度。沿着叶型的纵向因此不仅压力侧的而且吸气侧的平台伸出部可以近似一样大地和由此比较对称地构造,其避免了单侧的平台伸出部和与此对应的局部变化的材料聚积。变化的材料聚积对应力分布和由此对燃气透平叶片的寿命产生不利影响。此外单侧地逐段地出现的平台伸出部很难冷却,这同样对燃气透平叶片的寿命具有不利影响。疲劳现象延迟出现。通过具有弯曲的叶片根部和具有弯曲的平台纵缘的结构可以实施燃气透平叶片的结构简化和由此实施有效的冷却,这此外也可以以有利的方式导入在燃气透平叶片之间设置的平台元件或中间平台。

Claims (8)

1.燃气透平叶片环(90),包括
燃气透平叶片(50),它包括在横截面上成型的叶片根部(52),在该叶片根部上上下相随地接合有平台(54)和在其上的沿纵向(L)弯曲的叶型(56),该叶型由吸气侧的型壁(64)和压力侧的型壁(62)形成,其中叶片根部(52)沿叶型(56)的纵向(L)延伸,并且平台(54)具有在吸气侧凸起地弯曲的和在压力侧凹入地弯曲的、各沿纵向(L)延伸的平台纵缘(55a,55b),其中,叶片根部(52)这样地成形,使得面对着吸气侧的和压力侧的型壁(62,64)的各自叶片根部表面(72)相应于所属的平台纵缘(55a,55b)凸起地和凹入地弯曲延伸,并且其中吸气侧的和压力侧的平台伸出部(75)构造成具有较短平台宽度(B)的平台残余部分,
平台元件(74),它包括成型的平台根部(78)和平台板(76),平台板具有凸起地弯曲的纵缘(79a)和凹入地弯曲的纵缘(79b),并且其中平台板(76)和平台根部(78)在纵向(L)上延伸,其中平台根部(78)这样地成形,使得相关的纵缘(79)的对应的侧面的平台根部表面(77)凸起地或凹入地弯曲延伸,以及
支撑结构(80),其中设有叶片固定槽(92),在该叶片固定槽中可以***燃气透平叶片(50)的叶片根部(52),其中,每个叶片固定槽(52)以与叶片根部(52)相同的尺寸弯曲,并且在相邻的叶片固定槽(92)之间各设有一个平台固定槽(93),其以与平台根部(78)相同的尺寸弯曲,并且
在周向(U)上看,各在两个***到叶片固定槽(92)中的相邻的燃气透平叶片(50)的平台纵缘(55)之间设置有***到平台固定槽(93)中的平台元件(74),其中平台板(76)覆盖支撑结构(50)。
2.按照权利要求1所述的燃气透平叶片环(90),其中燃气透平叶片(50)的叶片根部(52)沿纵向(L)这样地成形,使得叶片根部表面(72)的所有沿纵向(L)延伸的弯曲线(70)与平台纵缘(55)平行地在圆弧上延伸。
3.按照权利要求1或2所述的燃气透平叶片环(90),其中从燃气透平叶片(50)的吸气侧的型壁(64)直到吸气侧的平台纵缘(55)和/或从压力侧的型壁(62)直到压力侧的平台纵缘(55)凸出有吸气侧的或压力侧的具有平台宽度(B)的平台伸出部(75),该平台宽度(B)在它的沿纵向(L)延伸的长度的30%上是恒定的。
4.按照权利要求1或2所述的燃气透平叶片环(90),其中燃气透平叶片(50)的叶片根部(52)在横截面上燕尾形地、锤形地或冷杉形地构造。
5.按照权利要求1或2所述的燃气透平叶片环(90),其中燃气透平叶片是可以冷却的和/或是铸造的。
6.按照权利要求1所述的燃气透平叶片环(90),其中平台元件(74)的平台根部(78)沿纵向(L)这样地成形,使得平台根部表面(81)的所有沿纵向(L)延伸的弯曲线(77)与纵缘(79)平行地在圆弧上延伸。
7.按照权利要求1所述的燃气透平叶片环(90),其中平台元件(74)至少部分地由陶瓷构成。
8.按照权利要求1所述的燃气透平叶片环(90),其中支撑结构(80)由转子盘(19)形成,并且在转子盘(19)的外周面(91)中设置有在轴向上延伸的叶片固定槽(52)。
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EP (1) EP1907671B1 (zh)
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CN (1) CN101233299B (zh)
AT (1) ATE419451T1 (zh)
DE (1) DE502006002518D1 (zh)
ES (1) ES2317560T3 (zh)
PL (1) PL1907671T3 (zh)
WO (1) WO2007012587A1 (zh)

Families Citing this family (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7931442B1 (en) * 2007-05-31 2011-04-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Rotor blade assembly with de-coupled composite platform
US8408874B2 (en) * 2008-04-11 2013-04-02 United Technologies Corporation Platformless turbine blade
CH700001A1 (de) 2008-11-20 2010-05-31 Alstom Technology Ltd Laufschaufelanordnung, insbesondere für eine gasturbine.
US8235663B2 (en) * 2008-12-11 2012-08-07 General Electric Company Article and ultrasonic inspection method and system therefor
US20100166561A1 (en) * 2008-12-30 2010-07-01 General Electric Company Turbine blade root configurations
US8277190B2 (en) * 2009-03-27 2012-10-02 General Electric Company Turbomachine rotor assembly and method
US8192166B2 (en) * 2009-05-12 2012-06-05 Siemens Energy, Inc. Tip shrouded turbine blade with sealing rail having non-uniform thickness
US8322977B2 (en) * 2009-07-22 2012-12-04 Siemens Energy, Inc. Seal structure for preventing leakage of gases across a gap between two components in a turbine engine
US8292583B2 (en) * 2009-08-13 2012-10-23 Siemens Energy, Inc. Turbine blade having a constant thickness airfoil skin
DE102010004854A1 (de) 2010-01-16 2011-07-21 MTU Aero Engines GmbH, 80995 Laufschaufel für eine Strömungsmaschine und Strömungsmaschine
US8356975B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform
US9976433B2 (en) 2010-04-02 2018-05-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform
US8657579B2 (en) 2010-08-27 2014-02-25 General Electric Company Blade for use with a rotary machine and method of assembling same rotary machine
US8527241B2 (en) 2011-02-01 2013-09-03 Siemens Energy, Inc. Wireless telemetry system for a turbine engine
US8599082B2 (en) 2011-02-01 2013-12-03 Siemens Energy, Inc. Bracket assembly for a wireless telemetry component
CH704825A1 (de) 2011-03-31 2012-10-15 Alstom Technology Ltd Turbomaschinenrotor.
US8967973B2 (en) * 2011-10-26 2015-03-03 General Electric Company Turbine bucket platform shaping for gas temperature control and related method
US8827643B2 (en) * 2011-10-26 2014-09-09 General Electric Company Turbine bucket platform leading edge scalloping for performance and secondary flow and related method
US20130149127A1 (en) * 2011-12-09 2013-06-13 General Electric Company Structural Platforms for Fan Double Outlet Guide Vane
US9303520B2 (en) 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Double fan outlet guide vane with structural platforms
US9303531B2 (en) 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Quick engine change assembly for outlet guide vanes
US9033669B2 (en) 2012-06-15 2015-05-19 General Electric Company Rotating airfoil component with platform having a recessed surface region therein
FR2994211B1 (fr) * 2012-08-03 2018-03-30 Safran Aircraft Engines Aube mobile de turbine
WO2014163680A1 (en) * 2013-03-10 2014-10-09 Rivers Jonathan M Attachment feature of a gas turbine engine blade having a curved profile
US9745856B2 (en) 2013-03-13 2017-08-29 Rolls-Royce Corporation Platform for ceramic matrix composite turbine blades
WO2014204542A2 (en) * 2013-04-01 2014-12-24 United Technologies Corporation Lightweight blade for gas turbine engine
US9670781B2 (en) * 2013-09-17 2017-06-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with turbine rotor blades having improved platform edges
US9896946B2 (en) * 2013-10-31 2018-02-20 General Electric Company Gas turbine engine rotor assembly and method of assembling the same
FR3014942B1 (fr) * 2013-12-18 2016-01-08 Snecma Aube, roue a aubes et turbomachine ; procede de fabrication de l'aube
FR3018849B1 (fr) 2014-03-24 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Piece de revolution pour un rotor de turbomachine
US10830065B2 (en) * 2015-06-02 2020-11-10 Siemens Aktiengesellschaft Attachment system for a turbine airfoil usable in a gas turbine engine
FR3048719B1 (fr) * 2016-03-14 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Redresseur de flux pour turbomachine avec plateformes integrees et rapportees
US10428661B2 (en) 2016-10-26 2019-10-01 Roll-Royce North American Technologies Inc. Turbine wheel assembly with ceramic matrix composite components
US10358922B2 (en) * 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields
US10557350B2 (en) * 2017-03-30 2020-02-11 General Electric Company I beam blade platform
FR3066531B1 (fr) * 2017-05-19 2019-05-03 Safran Aircraft Engines Aube en materiau composite et a plateforme integree pour une turbomachine d'aeronef
US10724390B2 (en) 2018-03-16 2020-07-28 General Electric Company Collar support assembly for airfoils
US10767498B2 (en) 2018-04-03 2020-09-08 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with pinned platforms
US10890081B2 (en) 2018-04-23 2021-01-12 Rolls-Royce Corporation Turbine disk with platforms coupled to disk
US10577961B2 (en) 2018-04-23 2020-03-03 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with blade supported platforms
FR3085992B1 (fr) * 2018-09-14 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Aube de roue mobile de turbine comportant un pied de forme curviligne
DE102020216436A1 (de) * 2020-12-21 2022-06-23 MTU Aero Engines AG Rotorscheibe und Laufschaufel für eine Flugtriebwerk-Gasturbinen-Verdichter- oder Turbinenstufe
FR3140649A1 (fr) * 2022-10-07 2024-04-12 Safran Aircraft Engines Disque pour une turbine de turbomachine d’aeronef

Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1719415A (en) * 1927-09-14 1929-07-02 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine-blade attachment
US1793468A (en) * 1929-05-28 1931-02-24 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade
US3986793A (en) * 1974-10-29 1976-10-19 Westinghouse Electric Corporation Turbine rotating blade
US4767275A (en) * 1986-07-11 1988-08-30 Westinghouse Electric Corp. Locking pin system for turbine curved root side entry closing blades
US5017091A (en) * 1990-02-26 1991-05-21 Westinghouse Electric Corp. Free standing blade for use in low pressure steam turbine
WO2001059263A2 (de) * 2000-02-09 2001-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufelanordnung

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2669383A (en) * 1951-02-06 1954-02-16 A V Roe Canada Ltd Rotor blade
JP2506577Y2 (ja) * 1989-08-22 1996-08-14 石川島播磨重工業株式会社 プラットフォ―ム付圧縮機用動翼
GB2280478A (en) * 1993-07-31 1995-02-01 Rolls Royce Plc Gas turbine sealing assemblies.
FR2715968B1 (fr) * 1994-02-10 1996-03-29 Snecma Rotor à plates-formes rapportées entre les aubes.
US5435693A (en) * 1994-02-18 1995-07-25 Solar Turbines Incorporated Pin and roller attachment system for ceramic blades
JP4502517B2 (ja) * 1999-03-24 2010-07-14 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 流体機械の案内羽根及び案内羽根リング
US6739837B2 (en) * 2002-04-16 2004-05-25 United Technologies Corporation Bladed rotor with a tiered blade to hub interface

Patent Citations (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1719415A (en) * 1927-09-14 1929-07-02 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine-blade attachment
US1793468A (en) * 1929-05-28 1931-02-24 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade
US3986793A (en) * 1974-10-29 1976-10-19 Westinghouse Electric Corporation Turbine rotating blade
US4767275A (en) * 1986-07-11 1988-08-30 Westinghouse Electric Corp. Locking pin system for turbine curved root side entry closing blades
US5017091A (en) * 1990-02-26 1991-05-21 Westinghouse Electric Corp. Free standing blade for use in low pressure steam turbine
WO2001059263A2 (de) * 2000-02-09 2001-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufelanordnung

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Publication number Publication date
ES2317560T3 (es) 2009-04-16
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PL1907671T3 (pl) 2009-06-30
EP1907671A1 (de) 2008-04-09
JP2009503330A (ja) 2009-01-29
US7300253B2 (en) 2007-11-27
WO2007012587A1 (de) 2007-02-01
DE502006002518D1 (de) 2009-02-12
US20070020102A1 (en) 2007-01-25
ATE419451T1 (de) 2009-01-15

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