CN106907188B - 涡轮机及其涡轮喷嘴 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮机包括多个喷嘴，且各喷嘴具有翼型件。涡轮机具有相对的壁，该相对的壁限定通路，流体流能够被接收到该通路中以流过该通路。喉宽分布在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的通路来与流体流空气动力地相互作用。翼型件限定喉宽分布，且喉宽分布由表1中提出的值限定，其中，喉宽分布值在表1中提出的值的+/‑10%容限内。该喉宽分布减少空气动力损失且改善各翼型件上的空气动力负载。

Description

涡轮机及其涡轮喷嘴
技术领域
本文公开的主题涉及涡轮机，并且更具体而言，涉及涡轮中的喷嘴。
背景技术
涡轮机如燃气涡轮可包括压缩机、燃烧器和涡轮。空气在压缩机中压缩。压缩空气给送到燃烧器中。燃烧器使燃料与压缩空气结合，且然后点燃气体/燃料混合物。高温和高能排出流体然后给送到涡轮，在涡轮处，流体的能量转换能机械能。涡轮包括多个喷嘴级和叶片级。喷嘴为静止构件，且叶片围绕转子旋转。
发明内容
在下文中概述在范围上与原始要求保护的主题相当的某些实施例。这些实施例不旨在限制要求保护的主题的范围，而相反，这些实施例仅旨在提供要求保护的主题的可能形式的简要概括。实际上，要求保护的主题可包含可与下文所述的方面/实施例相似或不同的多种形式。
在一个方面中，一种涡轮机包括多个喷嘴，且各喷嘴具有翼型件。涡轮机具有相对的壁，该相对的壁限定通路，流体流能够被接收到该通路中以流过该通路。喉宽分布(throat distribution)在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的通路来与流体流空气动力地相互作用。翼型件限定喉宽分布，且喉宽分布由表1中提出的值限定，其中，喉宽分布值在表1中提出的值的+/-10%容限内。该喉宽分布减少空气动力损失且改善各翼型件上的空气动力负载。
在另一方面中，一种喷嘴具有翼型件，且喷嘴构造成用于与涡轮机一起使用。翼型件具有在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得的喉宽分布，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的通路来与流体流空气动力地相互作用。翼型件限定喉宽分布。喉宽分布由表1中提出的值限定，且喉宽分布值在表1中提出的值的+/-10%容限内。该喉宽分布减小空气动力损失，且改善翼型件上的空气动力负载。由喷嘴的后缘限定的喉宽分布可从大约0%跨度处的大约80%的喉宽/喉宽中间跨度值曲线地延伸至大约55%跨度处的大约100%的喉宽/喉宽中间跨度值，到大约100%跨度处的大约128%的喉宽/喉宽中间跨度值；且0%处的跨度在翼型件的径向内部处且100%处的跨度在翼型件的径向外部处。喉宽分布可由表1中提出的值限定。翼型件可具有由表2中提出的值限定的厚度分布(Tmax/Tmax_中间跨度)。翼型件可具有根据表3中提出的值的无量纲厚度分布。翼型件可具有根据表4中提出的值的无量纲轴向弦长分布。
在另一方面中，一种喷嘴具有翼型件，且喷嘴构造成用于与涡轮机一起使用。翼型件具有在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得的喉宽分布，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的通路来与流体流空气动力地相互作用。由喷嘴的后缘限定的喉宽分布从大约0%跨度处的大约80%的喉宽/喉宽中间跨度值曲线地延伸至大约55%跨度处的大约100%的喉宽/喉宽中间跨度值，到大约100%跨度处的大约128%的喉宽/喉宽中间跨度值。0%处的跨度在翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在翼型件的径向外部处。该喉宽分布减小空气动力损失，且改善翼型件上的空气动力负载。
技术方案1. 一种涡轮机，其包括多个喷嘴，各喷嘴包括翼型件，所述涡轮机包括：
相对的壁，其限定通路，流体流能够被接收到所述通路中以流过所述通路，喉宽分布在相邻喷嘴之间的所述通路中的最窄区域处测量，在该处，相邻喷嘴延伸跨过所述相对的壁之间的所述通路，以与所述流体流空气动力地相互作用；且
所述翼型件限定所述喉宽分布，所述喉宽分布由表1中提出的值限定，且其中，喉宽分布值在表1中提出的值的+/-10%容限内，所述喉宽分布减少空气动力损失且改善各翼型件上的空气动力负载。
技术方案2. 根据技术方案1所述的涡轮机，其中，由所述喷嘴的后缘限定的所述喉宽分布从大约0%跨度处的大约80%的喉宽/喉宽中间跨度值曲线地延伸至大约55%跨度处的大约100%的喉宽/喉宽中间跨度值，到大约100%跨度处的大约128%的喉宽/喉宽中间跨度值；且
其中，0%处的跨度在所述翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在所述翼型件的径向外部处。
技术方案3. 根据技术方案1所述的涡轮机，其中，所述喉宽分布由表1中提出的值限定。
技术方案4. 根据技术方案1所述的涡轮机，其中，所述翼型件具有由表2中提出的值限定的厚度分布(Tmax/Tmax_中间跨度)。
技术方案5. 根据技术方案4所述的涡轮机，其中，所述翼型件具有根据表3中提出的值的无量纲厚度分布。
技术方案6. 根据技术方案5所述的涡轮机，其中，所述翼型件具有根据表4中提出的值的无量纲轴向弦长分布。
技术方案7. 一种具有翼型件的喷嘴，所述喷嘴构造成用于与涡轮机一起使用，所述翼型件包括：
在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得的喉宽分布，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的所述通路来与流体流空气动力地相互作用；且
所述翼型件限定所述喉宽分布，所述喉宽分布由表1中提出的值限定，且其中，喉宽分布值在表1中提出的值的+/-10%容限内，所述喉宽分布减少空气动力损失且改善所述翼型件上的空气动力负载。
技术方案8. 根据技术方案7所述的喷嘴，其中，由所述喷嘴的后缘限定的所述喉宽分布从大约0%跨度处的大约80%的喉宽/喉宽中间跨度值曲线地延伸至大约55%跨度处的大约100%的喉宽/喉宽中间跨度值，到大约100%跨度处的大约128%的喉宽/喉宽中间跨度值；且
其中，0%处的跨度在所述翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在所述翼型件的径向外部处。
技术方案9. 根据技术方案7所述的喷嘴，其中，所述喉宽分布由表1中提出的值限定。
技术方案10. 根据技术方案7所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有由表2中提出的值限定的厚度分布(Tmax/Tmax_中间跨度)。
技术方案11. 根据技术方案10所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表3中提出的值的无量纲厚度分布。
技术方案12. 根据技术方案11所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表4中提出的值的无量纲轴向弦长分布。
技术方案13. 一种具有翼型件的喷嘴，所述喷嘴构造成用于与涡轮机一起使用，所述翼型件包括：
在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得的喉宽分布，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的所述通路来与流体流空气动力地相互作用；且
由所述喷嘴的后缘限定的所述喉宽分布从大约0%跨度处的大约80%的喉宽/喉宽中间跨度值曲线地延伸至大约55%跨度处的大约100%的喉宽/喉宽中间跨度值，到大约100%跨度处的大约128%的喉宽/喉宽中间跨度值；且
其中，0%处的跨度在所述翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在所述翼型件的径向外部处，且所述喉宽分布减少空气动力损失且改善所述翼型件上的空气动力负载。
技术方案14. 根据技术方案13所述的喷嘴，所述喉宽分布由表1中提出的值限定，且其中，喉宽分布值在表1中提出的值的+/-10%容限内。
技术方案15. 根据技术方案13所述的喷嘴，其中，所述喉宽分布由表1中提出的值限定。
技术方案16. 根据技术方案13所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有由表2中提出的值限定的厚度分布(Tmax/Tmax_中间跨度)。
技术方案17. 根据技术方案13所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表3中提出的值的无量纲厚度分布。
技术方案18. 根据技术方案13所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表4中提出的值的无量纲轴向弦长分布。
附图说明
当参照附图阅读下列详细描述时，本公开的这些和其他特征、方面以及优点将变得更好理解，其中贯穿附图，相同的特征代表相同的部分，其中：
图1为根据本公开的方面的涡轮机的图解；
图2为根据本公开的方面的喷嘴的透视图；
图3为根据本公开的方面的两个相邻喷嘴的俯视图；
图4为根据本公开的方面的喉宽分布的标图；
图5为根据本公开的方面的最大厚度分布的标图；
图6为根据本公开的方面的最大厚度除以轴向弦长分布(axial chorddistribution)的标图；且
图7为根据本公开的方面的轴向弦长除以中间跨度处的轴向弦长的标图。
具体实施方式
下面将描述本公开的一个或更多个具体实施例。为了提供这些实施例的简要描述，可不在说明书中描述实际实现方式的所有特征。应当理解的是，在任何此种实际实现方式的开发中，如在任何工程或设计项目中一样，必须进行许多实现方式特定的决定以实现开发者的具体目标，诸如遵守与***相关和与商业相关的约束，它们可从一个实现方式到另一个而不同。而且，应当理解的是，这种开发努力可能是复杂且耗时的，但尽管如此，对于享有本公开益处的本领域技术人员而言将只是设计、制造、和加工的例行任务。
当介绍本主题的各种实施例的元件时，冠词“一个”、“一种”和“该”旨在意指存在一个或多个元件。用语“包括”、“包含”、和“具有”意图为包含性的，且意思是可存在除所列出的要素之外的附加要素。
图1为涡轮机10(例如，燃气涡轮和/或压缩机)的一个实施例的图解。图1中所示的涡轮机10包括压缩机12、燃烧器14、涡轮16、和扩压器17。空气或一些其他气体在压缩机12中被压缩，给送到燃烧器14中，且与燃料混合，且然后燃烧。排出流体给送到涡轮16，在涡轮处，将来自排出流体的能量转换成机械能。涡轮16包括多个级18，包括单独的级20。各级18包括围绕旋转轴线26旋转的具有轴向地对准的叶片的环形阵列的转子(即，旋转轴)，和具有喷嘴环形阵列的定子。因此，级20可包括喷嘴级22和叶片级24。为了清楚起见，图1包括坐标系，其包括轴向方向28、径向方向32和周向方向34。此外，示出了径向平面30。径向平面30在一个方向上沿轴向方向28(沿旋转轴线26)延伸，且然后沿径向方向32向外延伸。
图2为三个喷嘴36的透视图。级20中的喷嘴36沿径向方向32在第一壁(或平台)40与第二壁42之间延伸。第一壁40与第二壁42相对，且两个壁限定通路，流体流能够被接收到该通路中。喷嘴36围绕毂周向地34设置。各喷嘴36具有翼型件37，且翼型件37构造成，当来自燃烧器14的排出流体沿轴向方向28大体上向下游流过涡轮16时，与该排出流体空气动力地相互作用。各喷嘴36具有前缘44、沿轴向方向28设置在前缘44下游的后缘46、压力侧48，和吸力侧50。压力侧48沿轴向方向28在前缘44与后缘46之间延伸，且沿径向方向32在第一壁40与第二壁42之间延伸。吸力侧50沿轴向方向28在前缘44与后缘46之间延伸，且与压力侧48相反地沿径向方向32在第一壁40与第二壁42之间延伸。级20中的喷嘴36构造成使得一个喷嘴36的压力侧48面对相邻喷嘴36的吸力侧50。当排出流体朝喷嘴36之间的通道流动且穿过该通道时，排出流体与喷嘴36空气动力地相互作用，使得排出流体以相对于轴向方向28的角动量或速率流动。装有如下喷嘴36的喷嘴级22可导致改善的机器效率和零件寿命，该喷嘴36具有构造成呈现出减小的空气动力损失和改善的空气动力负载的特定喉宽分布。
图3为两个相邻喷嘴36的俯视图。注意，底部喷嘴36的吸力侧50面对顶部喷嘴36的压力侧48。轴向弦长56为喷嘴36的沿轴向方向28的维度。弦长57为翼型件的前缘与后缘之间的距离。级18的两个相邻喷嘴36之间的通道38限定在相邻喷嘴36之间的通道38的最窄区域处测得的喉宽分布Do。流体沿轴向方向28流过通道38。将参照图4更详细地论述跨过从第一壁40到第二壁42的跨度的该喉宽分布Do。各喷嘴36的在给定百分比的跨度处的最大厚度示为Tmax。将参照图4更详细地论述跨过喷嘴36的高度的Tmax分布。
图4为由相邻喷嘴36限定且示为曲线60的喉宽分布Do的标图。竖直轴线代表在径向方向32上在第一环形壁40与第二环形壁42或翼型件37的相对端之间的百分比跨度。即，0%跨度大体上表示第一环形壁40，且100%跨度表示翼型件37的相对端，且0%到100%之间的任何点对应于沿翼型件的高度在径向方向32上在翼型件37的径向内部与径向外部之间的百分比距离。水平轴线代表Do(喉宽)，给定百分比跨度处的两个相邻喷嘴36之间的最短距离，除以Do_中间跨度(喉宽_中间跨度)，Do_中间跨度为大约50%到大约55%跨度处的Do。Do除以Do_中间跨度使该标图(以图4中的附图标记58表示)无量纲，故曲线60在喷嘴级22针对不同应用扩大或缩小时保持相同。人们可对单一尺寸的涡轮绘制其中水平轴线仅为Do的类似的标图。
如图4中可见，由喷嘴后缘限定的喉宽分布从大约0%跨度(点66)处的大约80%的喉宽/喉宽_中间跨度值曲线地延伸至大约55%跨度(点68)处的大约100%的喉宽/喉宽_中间跨度值，和大约100%跨度(点70)处的大约128%的喉宽/喉宽_中间跨度值。0%处的跨度在翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在翼型件的径向外部处。图4中所示的喉宽分布可以以两种方式有助于改善性能。首先，该喉宽分布有助于产生期望的出口流动剖面。其次，图4中所示的喉宽分布可有助于在第一环形壁40附近(例如，毂)操纵副流(例如，横向于主流方向的流)和/或吹扫流。表1列出了沿多个跨度部位的喉宽分布和翼型件37的后缘形状的各种值。图4为喉宽分布的图解例示。应理解的是，喉宽分布值可变化大约+/-10%。
表1
Figure DEST_PATH_IMAGE001
图5为由喷嘴的翼型件37的厚度限定的厚度分布Tmax/Tmax_中间跨度的标图。竖直轴线代表在径向方向32上在第一环形壁40与翼型件37的相对端之间的百分比跨度。水平轴线代表Tmax除以Tmax_中间跨度值。Tmax为给定跨度处的翼型件最大厚度，且Tmax_中间跨度为中间跨度(例如，大约50%到55%的跨度)处的翼型件最大厚度。将Tmax除以Tmax_中间跨度使该标图无量纲，故曲线在喷嘴级22针对不同应用扩大或缩小时保持相同。参看表2，大约50%的中间跨度值具有为1的Tmax/Tmax_中间跨度值，因为在该跨度处，Tmax等于Tmax_中间跨度。
表2
Figure DEST_PATH_IMAGE002
图6为沿各种跨度值的翼型件厚度(Tmax)除以翼型件的轴向弦长的标图。竖直轴线代表在径向方向32上在第一环形壁40与翼型件37的相对端之间的百分比跨度。水平轴线代表Tmax除以轴向弦长值。将翼型件厚度除以轴向弦长使得标图无量纲，故曲线在喷嘴级22针对不同应用扩大或缩小时保持相同。具有图5和6中所示的Tmax分布的喷嘴设计可有助于调谐喷嘴的共振频率，以便避免与驱动器的串扰。因此，具有图5和6中所示的Tmax分布的喷嘴36设计可延长喷嘴36的操作寿命。表3列出了各种跨度值的Tmax/轴向弦长值，其中无量纲厚度限定为给定跨度处的Tmax与轴向弦长之比。
表3
Figure DEST_PATH_IMAGE003
图7为沿各种跨度值的翼型件的轴向弦长除以中间跨度处的轴向弦长值的标图。竖直轴线代表在径向方向32上在第一环形壁40与翼型件37的相对端之间的百分比跨度。水平轴线代表轴向弦长除以中间跨度处的轴向弦长。参看表4，大约50%的中间跨度值具有为1的轴向弦长/轴向弦长_中间跨度值，因为在该跨度处，轴向弦长等于中间跨度部位处的轴向弦长。将轴向弦长除以中间跨度处的轴向弦长使得该标图无量纲，故曲线在喷嘴级22针对不同应用扩大或缩小时保持相同。表4列出了沿各种跨度值的翼型件的轴向弦长除以中间跨度处的轴向弦长值的值，其中无量纲轴向弦长限定为给定跨度处的轴向弦长与中间跨度处的轴向弦长之比。
表4
Figure DEST_PATH_IMAGE004
具有图7中所示的轴向弦长分布的喷嘴设计可有助于调谐喷嘴的共振频率，以便避免与驱动器的串扰。例如，具有线性设计的喷嘴可具有400Hz的共振频率，而在某些跨度附近具有增大的厚度的喷嘴36可具有450Hz的共振频率。如果喷嘴的共振频率未被仔细调节来避免与驱动器的串扰，则操作可导致喷嘴36上的过度应力和可能的结构故障。因此，具有图7中所示的轴向弦长分布的喷嘴36设计可延长喷嘴36的操作寿命。
所公开的实施例的技术效果包括以多种不同方式改善涡轮性能。喷嘴36设计和图4中所示的喉宽分布可有助于在毂(例如，第一环形壁40)附近操纵副流(即，横向于主流方向的流)和/或吹扫流。如果喷嘴的共振频率未被仔细调节来避免与驱动器的串扰，则操作可导致喷嘴36上的过度应力和可能的结构故障。因此，具有特定跨度部位处的增大的厚度的喷嘴36设计可延长喷嘴36的操作寿命。
本书面描述使用了实例来公开主题，包括最佳模式，且还使本领域的任何技术人员能够实施主题，包括制作和使用任何装置或***，以及执行任何并入的方法。本主题的可取得专利的范围通过权利要求限定，并且可包含其他本领域人员想到的实例。如果它们具有不与权利要求的文字语言不同的结构元件，或如果它们包括与权利要求的文字语言无显著差别的等同结构元件，则这种其他实例意图在权利要求的范围内。

Claims (14)

1.一种涡轮机，其包括多个喷嘴，各喷嘴包括翼型件，所述涡轮机包括：
相对的壁，其限定通路，流体流能够被接收到所述通路中以流过所述通路，喉宽分布在相邻喷嘴之间的所述通路中的最窄区域处测量，在该处，相邻喷嘴延伸跨过所述相对的壁之间的所述通路，以与所述流体流空气动力地相互作用；且
所述翼型件限定所述喉宽分布，所述喉宽分布由表1中提出的值限定，且其中，喉宽分布值在表1中提出的值的+/-10%容限内，所述喉宽分布减少空气动力损失且改善各翼型件上的空气动力负载，并且所述翼型件具有由表2中提出的值限定的厚度分布。
2.根据权利要求1所述的涡轮机，其中，所述喉宽分布从0%跨度处的80%的喉宽/喉宽_中间跨度值曲线地延伸至55%跨度处的100%的喉宽/喉宽_中间跨度值，到100%跨度处的128%的喉宽/喉宽_中间跨度值；且
其中，0%处的跨度在所述翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在所述翼型件的径向外部处。
3.根据权利要求2所述的涡轮机，其中，所述喉宽分布由所述喷嘴的后缘限定。
4.根据权利要求1所述的涡轮机，其中，所述翼型件具有根据表3中提出的值的无量纲厚度分布。
5.根据权利要求4所述的涡轮机，其中，所述翼型件具有根据表4中提出的值的无量纲轴向弦长分布。
6.一种具有翼型件的喷嘴，所述喷嘴构造成用于与涡轮机一起使用，所述翼型件包括：
在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得的喉宽分布，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的所述通路来与流体流空气动力地相互作用；且
所述翼型件限定所述喉宽分布，所述喉宽分布由表1中提出的值限定，且其中，喉宽分布值在表1中提出的值的+/-10%容限内，所述喉宽分布减少空气动力损失且改善所述翼型件上的空气动力负载，并且所述翼型件具有由表2中提出的值限定的厚度分布。
7.根据权利要求6所述的喷嘴，其中，所述喉宽分布从0%跨度处的80%的喉宽/喉宽_中间跨度值曲线地延伸至55%跨度处的100%的喉宽/喉宽_中间跨度值，到100%跨度处的128%的喉宽/喉宽_中间跨度值；且
其中，0%处的跨度在所述翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在所述翼型件的径向外部处。
8.根据权利要求7所述的喷嘴，其中，所述喉宽分布由所述喷嘴的后缘限定。
9.根据权利要求6所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表3中提出的值的无量纲厚度分布。
10.根据权利要求9所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表4中提出的值的无量纲轴向弦长分布。
11.一种具有翼型件的喷嘴，所述喷嘴构造成用于与涡轮机一起使用，所述翼型件包括：
在相邻喷嘴之间的通路中的最窄区域处测得的喉宽分布，在该处，相邻喷嘴延伸跨过相对的壁之间的所述通路来与流体流空气动力地相互作用；且
所述喉宽分布从0%跨度处的80%的喉宽/喉宽_中间跨度值曲线地延伸至55%跨度处的100%的喉宽/喉宽_中间跨度值，到100%跨度处的128%的喉宽/喉宽_中间跨度值；且
其中，0%处的跨度在所述翼型件的径向内部处，且100%处的跨度在所述翼型件的径向外部处，且所述喉宽分布减少空气动力损失且改善所述翼型件上的空气动力负载，并且所述翼型件具有由表2中提出的值限定的厚度分布。
12.根据权利要求11所述的喷嘴，其中，所述喉宽分布由所述喷嘴的后缘限定。
13.根据权利要求11所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表3中提出的值的无量纲厚度分布。
14.根据权利要求11所述的喷嘴，其中，所述翼型件具有根据表4中提出的值的无量纲轴向弦长分布。
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Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9845684B2 (en) * 2014-11-25 2017-12-19 Pratt & Whitney Canada Corp. Airfoil with stepped spanwise thickness distribution
US10544681B2 (en) * 2015-12-18 2020-01-28 General Electric Company Turbomachine and turbine blade therefor
US10280756B2 (en) 2017-10-02 2019-05-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
JP7325213B2 (ja) 2019-04-10 2023-08-14 三菱重工業株式会社 静翼ユニットおよび圧縮機並びにガスタービン
US11473434B2 (en) * 2019-10-16 2022-10-18 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
CN111594277B (zh) * 2020-05-29 2023-02-10 安徽九州云箭航天技术有限公司 一种超音速涡轮用喷嘴叶片及其设计方法
US20210381385A1 (en) * 2020-06-03 2021-12-09 Honeywell International Inc. Characteristic distribution for rotor blade of booster rotor

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103089318A (zh) * 2011-10-28 2013-05-08 通用电气公司 涡轮机的涡轮

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5088892A (en) * 1990-02-07 1992-02-18 United Technologies Corporation Bowed airfoil for the compression section of a rotary machine
JP3773565B2 (ja) * 1995-10-16 2006-05-10 株式会社東芝 タービンノズル
US6450770B1 (en) 2001-06-28 2002-09-17 General Electric Company Second-stage turbine bucket airfoil
US6461109B1 (en) 2001-07-13 2002-10-08 General Electric Company Third-stage turbine nozzle airfoil
US8967959B2 (en) 2011-10-28 2015-03-03 General Electric Company Turbine of a turbomachine
US8998577B2 (en) 2011-11-03 2015-04-07 General Electric Company Turbine last stage flow path
US10323528B2 (en) * 2015-07-01 2019-06-18 General Electric Company Bulged nozzle for control of secondary flow and optimal diffuser performance
US20170010783A1 (en) * 2015-07-07 2017-01-12 The John Avery Company Emergency call smart phone application

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN103089318A (zh) * 2011-10-28 2013-05-08 通用电气公司 涡轮机的涡轮

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