JP2000104503A - インサ―ト捕捉タ―ビンエ―ロフォイル - Google Patents
インサ―ト捕捉タ―ビンエ―ロフォイルInfo
- Publication number
- JP2000104503A JP2000104503A JP11271498A JP27149899A JP2000104503A JP 2000104503 A JP2000104503 A JP 2000104503A JP 11271498 A JP11271498 A JP 11271498A JP 27149899 A JP27149899 A JP 27149899A JP 2000104503 A JP2000104503 A JP 2000104503A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- airfoil
- seat
- insert
- baffle
- impingement
- 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.)
- Withdrawn
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
- F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
- F01D5/187—Convection cooling
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
-
- B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
- B23—MACHINE TOOLS; METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
- B23P—METAL-WORKING NOT OTHERWISE PROVIDED FOR; COMBINED OPERATIONS; UNIVERSAL MACHINE TOOLS
- B23P15/00—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass
- B23P15/04—Making specific metal objects by operations not covered by a single other subclass or a group in this subclass turbine or like blades from several pieces
-
- 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
- F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
- F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
-
- 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
-
- 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
- Y10T29/00—Metal working
- Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
- Y10T29/49316—Impeller making
- Y10T29/49336—Blade making
- Y10T29/49339—Hollow blade
- Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage
- Y10T29/49343—Passage contains tubular insert
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
(57)【要約】
【課題】 内部にインサートを有するガスタービンエン
ジン用エーロフォイルの製造方法。 【解決手段】相補的な2つのエーロフォイル部分に内部
保持座を形成する。この座に保持するインサートを製造
する。2つの部分を、上記座に置かれたインサートをそ
れらの間に配して、一つに集成する。次いで、内部に上
記インサートを捕捉するとともに共同でエーロフォイル
を画成すべく上記2つの部分を一つに接合する。上記イ
ンサートと座は、エーロフォイルの効率を向上すべく、
精密に製造し得る。
ジン用エーロフォイルの製造方法。 【解決手段】相補的な2つのエーロフォイル部分に内部
保持座を形成する。この座に保持するインサートを製造
する。2つの部分を、上記座に置かれたインサートをそ
れらの間に配して、一つに集成する。次いで、内部に上
記インサートを捕捉するとともに共同でエーロフォイル
を画成すべく上記2つの部分を一つに接合する。上記イ
ンサートと座は、エーロフォイルの効率を向上すべく、
精密に製造し得る。
Description
【0001】
【発明の背景】本発明は概括的にはガスタービンエンジ
ンに関するものであり、さらに具体的にはその冷却に関
する。
ンに関するものであり、さらに具体的にはその冷却に関
する。
【0002】典型的なガスタービンエンジンでは、空気
は多段軸流圧縮機で加圧され、燃焼器内で燃料と混合さ
れ、点火されて高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは幾
つかのタービン段を下流側に流れ、これらのタービン段
でエネルギが抽出される。タービン段はステーターベー
ンの形態のエーロフォイルを含んでおり、これらのステ
ーターベーンが燃焼ガスを旋回させて、ロータブレード
中に加速し、ロータブレードでエネルギが抽出される。
は多段軸流圧縮機で加圧され、燃焼器内で燃料と混合さ
れ、点火されて高温燃焼ガスを発生する。燃焼ガスは幾
つかのタービン段を下流側に流れ、これらのタービン段
でエネルギが抽出される。タービン段はステーターベー
ンの形態のエーロフォイルを含んでおり、これらのステ
ーターベーンが燃焼ガスを旋回させて、ロータブレード
中に加速し、ロータブレードでエネルギが抽出される。
【0003】典型的な高圧タービンでは、ベーンとブレ
ードは共に中空であって、圧縮機から加圧空気の一部が
供給され、各タービンエーロフォイルの冷却に使われ
る。圧縮機空気の冷却効果を最大限とし、それによって
エンジン効率を最大限にするために、各種フィーチャー
(features)が設けられている。
ードは共に中空であって、圧縮機から加圧空気の一部が
供給され、各タービンエーロフォイルの冷却に使われ
る。圧縮機空気の冷却効果を最大限とし、それによって
エンジン効率を最大限にするために、各種フィーチャー
(features)が設けられている。
【0004】典型的なエーロフォイル冷却フィーチャー
には、エーロフォイルの前縁から後縁までの様々な部分
を選択的に冷却するための蛇行冷却通路がある。通路に
は、強制対流冷却を向上させる様々な形態の乱流部材が
含まれることがある。冷却空気はエーロフォイルからエ
ーロフォイルの正圧面もしくは負圧面又はエーロフォイ
ルの翼先端(チップ)もしくは後縁に沿った各種孔から
吐出させることができる。エーロフォイル側壁から吐出
された空気は傾斜フィルム冷却孔を通り、エーロフォイ
ル外面の冷却空気膜として作用してエーロフォイルを高
温燃焼ガスから保護する。
には、エーロフォイルの前縁から後縁までの様々な部分
を選択的に冷却するための蛇行冷却通路がある。通路に
は、強制対流冷却を向上させる様々な形態の乱流部材が
含まれることがある。冷却空気はエーロフォイルからエ
ーロフォイルの正圧面もしくは負圧面又はエーロフォイ
ルの翼先端(チップ)もしくは後縁に沿った各種孔から
吐出させることができる。エーロフォイル側壁から吐出
された空気は傾斜フィルム冷却孔を通り、エーロフォイ
ル外面の冷却空気膜として作用してエーロフォイルを高
温燃焼ガスから保護する。
【0005】エーロフォイルは別個のインピンジメント
バッフルを含むことがあるが、かかるインピンジメント
バッフルは第一にエーロフォイル内面の冷却のため冷却
空気をエーロフォイル内面に対するインピンジメントと
して分配し、使われた空気は次いで各種吐出孔を通して
エーロフォイルから吐出される。ノズルベーンは静止し
ており、半径方向外側のバンドと内側のバンドの間に取
付けられるので、インピンジメントバッフルはそのいず
れかのバンドを通してベーン内に集成し得る。
バッフルを含むことがあるが、かかるインピンジメント
バッフルは第一にエーロフォイル内面の冷却のため冷却
空気をエーロフォイル内面に対するインピンジメントと
して分配し、使われた空気は次いで各種吐出孔を通して
エーロフォイルから吐出される。ノズルベーンは静止し
ており、半径方向外側のバンドと内側のバンドの間に取
付けられるので、インピンジメントバッフルはそのいず
れかのバンドを通してベーン内に集成し得る。
【0006】対照的に、タービンロータブレードはその
半径方向内端でダブテールによってロータディスクの外
周に固定装着される。そのため、ロータブレード用のイ
ンピンジメントインサートは通例その半径方向外側の翼
先端からしか中に挿入できない。ロータブレードは通例
根元から先端まで異なる捩れ、反り及びテーパを有する
ので、それに応じてブレード内にインピンジメントバッ
フルを集成できるかどうか制約が生じる。
半径方向内端でダブテールによってロータディスクの外
周に固定装着される。そのため、ロータブレード用のイ
ンピンジメントインサートは通例その半径方向外側の翼
先端からしか中に挿入できない。ロータブレードは通例
根元から先端まで異なる捩れ、反り及びテーパを有する
ので、それに応じてブレード内にインピンジメントバッ
フルを集成できるかどうか制約が生じる。
【0007】タービンエーロフォイルは高温燃焼ガスに
さらされるので、エンジン性能を最大限にすべく、高温
及び高強度能力をもつ先端超合金材料で作られる。かか
るエーロフォイルに各種内部冷却フィーチャーを作るに
は、通例鋳造プロセスが用いられる。しかし、鋳造は、
内部冷却フィーチャーを精密に形成する能力に限りがあ
るので、内部冷却フィーチャーの効率に限界を来す。そ
の上、インピンジメントバッフルは依然として別個に製
造し、個々のエーロフォイルに適切に装着しなければな
らない。
さらされるので、エンジン性能を最大限にすべく、高温
及び高強度能力をもつ先端超合金材料で作られる。かか
るエーロフォイルに各種内部冷却フィーチャーを作るに
は、通例鋳造プロセスが用いられる。しかし、鋳造は、
内部冷却フィーチャーを精密に形成する能力に限りがあ
るので、内部冷却フィーチャーの効率に限界を来す。そ
の上、インピンジメントバッフルは依然として別個に製
造し、個々のエーロフォイルに適切に装着しなければな
らない。
【0008】バッフルはエーロフォイルの中に固定しな
ければならないが、かかる固定は通例エンジンの変化す
る温度環境下で、バッフルとエーロフォイルの間で異な
る熱膨張及び熱収縮運動が何ら拘束されずにできるよう
にするため、その一端でだけ行われる。ロータブレード
は運転中かなりの遠心力を受けるので、ブレード用のバ
ッフルは高G力に耐えるように適切に固定しなければな
らない。
ければならないが、かかる固定は通例エンジンの変化す
る温度環境下で、バッフルとエーロフォイルの間で異な
る熱膨張及び熱収縮運動が何ら拘束されずにできるよう
にするため、その一端でだけ行われる。ロータブレード
は運転中かなりの遠心力を受けるので、ブレード用のバ
ッフルは高G力に耐えるように適切に固定しなければな
らない。
【0009】従って、ステーターベーンやロータブレー
ドのようなガスタービンエンジンエーロフォイルの内部
冷却フィーチャーをさらに改善して冷却効果をその他の
有益な効果と共にさらに向上させることが望まれる。
ドのようなガスタービンエンジンエーロフォイルの内部
冷却フィーチャーをさらに改善して冷却効果をその他の
有益な効果と共にさらに向上させることが望まれる。
【0010】
【発明の簡単な要約】ガスタービンエンジンエーロフォ
イルの製造を、相補的な2つのエーロフォイル部分に内
部保持座を形成することにより行う。この座に保持する
インサートを製造する。2つの部分を、上記座に置かれ
たインサートをそれらの間に配して、一つに集成する。
次いで、内部に上記インサートを捕捉するとともに共同
でエーロフォイルを画成すべく上記2つの部分を一つに
接合する。上記インサートと座は、エーロフォイルの効
率を向上すべく、精密に製造し得る。
イルの製造を、相補的な2つのエーロフォイル部分に内
部保持座を形成することにより行う。この座に保持する
インサートを製造する。2つの部分を、上記座に置かれ
たインサートをそれらの間に配して、一つに集成する。
次いで、内部に上記インサートを捕捉するとともに共同
でエーロフォイルを画成すべく上記2つの部分を一つに
接合する。上記インサートと座は、エーロフォイルの効
率を向上すべく、精密に製造し得る。
【0011】
【発明の詳しい説明】本発明の好ましい例示的実施形態
を、本発明のその他の目的及び利点と併せて、添付図面
を参照しながら、以下の詳細な説明で更に具体的に説明
する。
を、本発明のその他の目的及び利点と併せて、添付図面
を参照しながら、以下の詳細な説明で更に具体的に説明
する。
【0012】図1に、例示的形態としてタービンロータ
ブレードの形をしたガスタービンエンジンエーロフォイ
ル10を示す。エーロフォイルは中空であり、概略凸形
の負圧面12と概略凹形の正圧面14を含んでいるが、
負圧面と正圧面は軸方向に離隔した前縁16と後縁18
でつながっており、かつ半径方向に根元から翼先端まで
延在し、運転中はその上を高温燃焼ガスが流れる。
ブレードの形をしたガスタービンエンジンエーロフォイ
ル10を示す。エーロフォイルは中空であり、概略凸形
の負圧面12と概略凹形の正圧面14を含んでいるが、
負圧面と正圧面は軸方向に離隔した前縁16と後縁18
でつながっており、かつ半径方向に根元から翼先端まで
延在し、運転中はその上を高温燃焼ガスが流れる。
【0013】エーロフォイルにはブレードプラットフォ
ーム20も含まれており、プラットフォームは燃焼ガス
の内側流路境界を画成するが、その半径方向下方にはブ
レードを従来と同様にロータディスク(図示せず)外周
に取付けるためのダブテール22が延在している。
ーム20も含まれており、プラットフォームは燃焼ガス
の内側流路境界を画成するが、その半径方向下方にはブ
レードを従来と同様にロータディスク(図示せず)外周
に取付けるためのダブテール22が延在している。
【0014】別の実施形態では、エーロフォイルは半径
方向に外側バンドと内側バンドの間に延在するタービン
ステーターベーンとして構成してもよく、これら外側バ
ンドと内側バンドが燃焼ガスの流路境界を画成する。い
ずれの実施形態でも、エーロフォイルは中空であり、エ
ンジンの圧縮機(図示せず)から抽出された冷却空気2
4をその内部に通す。ただし、ブレード又はベーンいず
れかの形態のエーロフォイルの製造方法並びにそれに対
応したエーロフォイルの内部構造の改良点を除けば、そ
の他の点ではエーロフォイルはガスタービンエンジンに
用いられる従来通りの構成及び機能とし得る。
方向に外側バンドと内側バンドの間に延在するタービン
ステーターベーンとして構成してもよく、これら外側バ
ンドと内側バンドが燃焼ガスの流路境界を画成する。い
ずれの実施形態でも、エーロフォイルは中空であり、エ
ンジンの圧縮機(図示せず)から抽出された冷却空気2
4をその内部に通す。ただし、ブレード又はベーンいず
れかの形態のエーロフォイルの製造方法並びにそれに対
応したエーロフォイルの内部構造の改良点を除けば、そ
の他の点ではエーロフォイルはガスタービンエンジンに
用いられる従来通りの構成及び機能とし得る。
【0015】本発明はエーロフォイルの内部冷却フィー
チャーの製造能力を改善して冷却効率、強度の改善その
他の有益な効果をもたらすが、かかる有益な効果はその
他の中空タービン部品においても都合よく得られる。
チャーの製造能力を改善して冷却効率、強度の改善その
他の有益な効果をもたらすが、かかる有益な効果はその
他の中空タービン部品においても都合よく得られる。
【0016】本発明によれば、エーロフォイル10の内
部フィーチャーの改良は、エーロフォイルをまず対合面
30(鎖線で示す)を有する2つの相補的なエーロフォ
イル半体又は部分26,28に分けて作り、それらを適
当に一つに接合して一体接合部を形成することによって
可能になる。最初の部分26,28は別個の部材であっ
て、最初から別々に製造してもよく、従来法で一体エー
ロフォイルを鋳造したときは不可能であった精密な内部
フィーチャーをもつようにすることができる。エーロフ
ォイルの内部フィーチャーは、特に従来の鋳造一体エー
ロフォイルでは物理的に不可能であった対応インサート
を支持するためのエーロフォイル側面の対応部分に形成
された1以上の内部保持座を始めとする、あらゆる形態
の内部冷却フィーチャー及びエーロフォイル隔壁を含み
得る。
部フィーチャーの改良は、エーロフォイルをまず対合面
30(鎖線で示す)を有する2つの相補的なエーロフォ
イル半体又は部分26,28に分けて作り、それらを適
当に一つに接合して一体接合部を形成することによって
可能になる。最初の部分26,28は別個の部材であっ
て、最初から別々に製造してもよく、従来法で一体エー
ロフォイルを鋳造したときは不可能であった精密な内部
フィーチャーをもつようにすることができる。エーロフ
ォイルの内部フィーチャーは、特に従来の鋳造一体エー
ロフォイルでは物理的に不可能であった対応インサート
を支持するためのエーロフォイル側面の対応部分に形成
された1以上の内部保持座を始めとする、あらゆる形態
の内部冷却フィーチャー及びエーロフォイル隔壁を含み
得る。
【0017】例えば、第1のタイプの座32は、インピ
ンジメントバッフル34の形態の第1のタイプのインサ
ートを保持するための特定の構成をもつ。第2のタイプ
の保持座36は、それに対応したダンパ38の形態の第
2のタイプのインサートを保持するための特定の構成を
もつ。第3のタイプの保持座40は、それに対応したチ
ップキャップ42の形態の第3のタイプのインサートを
保持するための特定の構成をもつ。
ンジメントバッフル34の形態の第1のタイプのインサ
ートを保持するための特定の構成をもつ。第2のタイプ
の保持座36は、それに対応したダンパ38の形態の第
2のタイプのインサートを保持するための特定の構成を
もつ。第3のタイプの保持座40は、それに対応したチ
ップキャップ42の形態の第3のタイプのインサートを
保持するための特定の構成をもつ。
【0018】これら3タイプの内部保持座32,36,
38及びそれらに保持される対応インサート34,3
8,42を図2及び図3にさらに詳細に示し、2分割エ
ーロフォイルの改良製造法のフローチャート図を図4に
示す。まずエーロフォイルを2つの部分26,28に分
けて形成することで、その内側に直に触れることがで
き、そのあらゆる内部フィーチャーを例えば鋳造と後の
加工によって正確に形成することができるようになる。
各種インサートも、精密な許容公差を享受できるよう
に、任意の好適な方法で別個に製造される。2つの部分
は、各々の座に置かれた対応インサートをそれらの間に
配して容易に一つに集成されるので、各種インサートの
具体的構成は集成を懸念せずに選択し得る。インサート
及びそれらの保持座の具体的構成は、もはや、従来のよ
うなインサートをエーロフォイルの開いた外端又は内端
から挿入しなければならないことによる制限を受けな
い。
38及びそれらに保持される対応インサート34,3
8,42を図2及び図3にさらに詳細に示し、2分割エ
ーロフォイルの改良製造法のフローチャート図を図4に
示す。まずエーロフォイルを2つの部分26,28に分
けて形成することで、その内側に直に触れることがで
き、そのあらゆる内部フィーチャーを例えば鋳造と後の
加工によって正確に形成することができるようになる。
各種インサートも、精密な許容公差を享受できるよう
に、任意の好適な方法で別個に製造される。2つの部分
は、各々の座に置かれた対応インサートをそれらの間に
配して容易に一つに集成されるので、各種インサートの
具体的構成は集成を懸念せずに選択し得る。インサート
及びそれらの保持座の具体的構成は、もはや、従来のよ
うなインサートをエーロフォイルの開いた外端又は内端
から挿入しなければならないことによる制限を受けな
い。
【0019】エーロフォイル部分26,28及び対応イ
ンサートは対合面30で容易に一つに集成することがで
き、拡散接合等で適切に一つに接合される。拡散接合は
固相ろう付又は溶接の形態の慣用プロセスであり、2つ
の部分を対合面30で一つに接合し、完成時にガスター
ビンエンジンでの使用に適した高温及び高強度能力をも
つ一体エーロフォイルを与える。特殊な構成の内部保持
座が対応インサートをその中に物理的に捕捉し、所望に
よっては、1以上のインサートを所望に応じて各々の座
にさらに拡散接合し得る。
ンサートは対合面30で容易に一つに集成することがで
き、拡散接合等で適切に一つに接合される。拡散接合は
固相ろう付又は溶接の形態の慣用プロセスであり、2つ
の部分を対合面30で一つに接合し、完成時にガスター
ビンエンジンでの使用に適した高温及び高強度能力をも
つ一体エーロフォイルを与える。特殊な構成の内部保持
座が対応インサートをその中に物理的に捕捉し、所望に
よっては、1以上のインサートを所望に応じて各々の座
にさらに拡散接合し得る。
【0020】再度図1を参照すると、完成エーロフォイ
ルとして一つに集成したときにその内部に冷却空気24
を通すための1以上の半径方向通路又は流路44がエー
ロフォイルの対応部分に形成される。各種保持座は、好
ましくは通路を軸方向又は弦方向に橋かけするように形
成する。次いで対応インサートを通路内側の各々の座に
集成して、2つのエーロフォイル部分を一つに集成した
ときにその内部に捕捉されるようにする。
ルとして一つに集成したときにその内部に冷却空気24
を通すための1以上の半径方向通路又は流路44がエー
ロフォイルの対応部分に形成される。各種保持座は、好
ましくは通路を軸方向又は弦方向に橋かけするように形
成する。次いで対応インサートを通路内側の各々の座に
集成して、2つのエーロフォイル部分を一つに集成した
ときにその内部に捕捉されるようにする。
【0021】図2に一段と詳細に示した通り、各々の座
32,36,40はそれぞれインサート34,38,4
2と相補的となるような特定の構成をしており、集成エ
ーロフォイル内でインサートを半径方向に物理的又は機
械的に捕捉する。
32,36,40はそれぞれインサート34,38,4
2と相補的となるような特定の構成をしており、集成エ
ーロフォイル内でインサートを半径方向に物理的又は機
械的に捕捉する。
【0022】さらに、各々の通路44は、対応インサー
トよりも半径方向に長い寸法を有しており、インサート
はそれぞれの座よりも半径方向に長い寸法を有してい
る。かくして、インサートはそれぞれの座に捕捉され、
通路内において各座からの熱膨張及び熱収縮について拘
束を受けず、運転中のインサートとエーロフォイルの間
の熱膨張及び収縮差に対処し得る。熱膨張及び収縮の差
はガスタービンエンジンにおける重要な関心事であり、
熱応力を低減して適当な有効寿命を享受できるように、
適当に対処しなければならない。さらに、ロータブレー
ドという例示的形態のエーロフォイル10では、作動時
のブレードの回転時に生ずる遠心力がブレード部品にか
なりの荷重及び対応応力を生じるので、ブレード寿命を
制限せず、しかも許容外の大きな応力を伴わずに、それ
ぞれのインサートを適切に保持する必要がある。
トよりも半径方向に長い寸法を有しており、インサート
はそれぞれの座よりも半径方向に長い寸法を有してい
る。かくして、インサートはそれぞれの座に捕捉され、
通路内において各座からの熱膨張及び熱収縮について拘
束を受けず、運転中のインサートとエーロフォイルの間
の熱膨張及び収縮差に対処し得る。熱膨張及び収縮の差
はガスタービンエンジンにおける重要な関心事であり、
熱応力を低減して適当な有効寿命を享受できるように、
適当に対処しなければならない。さらに、ロータブレー
ドという例示的形態のエーロフォイル10では、作動時
のブレードの回転時に生ずる遠心力がブレード部品にか
なりの荷重及び対応応力を生じるので、ブレード寿命を
制限せず、しかも許容外の大きな応力を伴わずに、それ
ぞれのインサートを適切に保持する必要がある。
【0023】例えば、インピンジメントバッフルはター
ビンベーン又はブレード内部の冷却に極めて有効であ
る。しかし、ブレードにおいては、その効率は、主とし
てブレード内部にバッフルを組込んで固定する際の制約
によるバッフルの構成及びブレード内での保持のため制
限される。従来のバッフルは、ブレードと共に異なる熱
膨張及び収縮を拘束なしに可能にするとともに、しかも
遠心力荷重をエーロフォイルの根元に伝えるべく、通例
その半径方向内端でブレード内部に固定された一体部品
である。
ビンベーン又はブレード内部の冷却に極めて有効であ
る。しかし、ブレードにおいては、その効率は、主とし
てブレード内部にバッフルを組込んで固定する際の制約
によるバッフルの構成及びブレード内での保持のため制
限される。従来のバッフルは、ブレードと共に異なる熱
膨張及び収縮を拘束なしに可能にするとともに、しかも
遠心力荷重をエーロフォイルの根元に伝えるべく、通例
その半径方向内端でブレード内部に固定された一体部品
である。
【0024】エーロフォイルは2つの部分26,28に
分けて製造されるので、インピンジメントバッフル34
は、それに対応する第1の座32に捕捉されかつその中
を通る冷却空気24を受容れるように構成された図2に
示す中空保持ハブ46を含めた、改善された構成を有し
得る。バッフルは、冷却空気を2つのエーロフォイル部
分26,28内面のインピンジメントに分配するため
の、ハブ42から半径方向又は縦方向に延在した一体の
多孔管48も含む。
分けて製造されるので、インピンジメントバッフル34
は、それに対応する第1の座32に捕捉されかつその中
を通る冷却空気24を受容れるように構成された図2に
示す中空保持ハブ46を含めた、改善された構成を有し
得る。バッフルは、冷却空気を2つのエーロフォイル部
分26,28内面のインピンジメントに分配するため
の、ハブ42から半径方向又は縦方向に延在した一体の
多孔管48も含む。
【0025】バッフルハブ46は、ハブを座32に捕捉
すべくバッフル管48よりも直径が大きく、しかも、エ
ーロフォイル部分内面のインピンジメント冷却のために
上記管をエーロフォイル部分の内面から離隔する。ハブ
46は円筒形の構成にすることができ、第1の座32
は、一対の半径方向に離隔したフランジ間に形成され、
あらゆる方向にハブ46を捕捉する相補的な環状スロッ
ト又は溝の形態である。図3に示すように、第1座32
のフランジは、エーロフォイル部分26,28双方の内
側で半径方向通路44を画成する隔壁内に、ハブ46の
捕捉に十分な円周方向の範囲にわたり、局所的に形成し
てもよい。
すべくバッフル管48よりも直径が大きく、しかも、エ
ーロフォイル部分内面のインピンジメント冷却のために
上記管をエーロフォイル部分の内面から離隔する。ハブ
46は円筒形の構成にすることができ、第1の座32
は、一対の半径方向に離隔したフランジ間に形成され、
あらゆる方向にハブ46を捕捉する相補的な環状スロッ
ト又は溝の形態である。図3に示すように、第1座32
のフランジは、エーロフォイル部分26,28双方の内
側で半径方向通路44を画成する隔壁内に、ハブ46の
捕捉に十分な円周方向の範囲にわたり、局所的に形成し
てもよい。
【0026】ハブ46は少なくとも座フランジに捕捉さ
れる部分においては無孔であってもよいし、その他の部
分では、エーロフォイルの対応箇所のインピンジメント
冷却を行うため多孔とすることもできる。図3に示すよ
うに、ハブ46は1以上の半径方向の窪み又はスロット
50によって、その周縁が途切れていてもよく、これに
よりハブ46のその周縁での可撓性が高まり、その座に
配されたハブの周りでの熱膨張及び収縮差に対処できる
ようになる。
れる部分においては無孔であってもよいし、その他の部
分では、エーロフォイルの対応箇所のインピンジメント
冷却を行うため多孔とすることもできる。図3に示すよ
うに、ハブ46は1以上の半径方向の窪み又はスロット
50によって、その周縁が途切れていてもよく、これに
よりハブ46のその周縁での可撓性が高まり、その座に
配されたハブの周りでの熱膨張及び収縮差に対処できる
ようになる。
【0027】バッフルハブ46は実質的な保持フィーチ
ャーを与えるので、バッフル自体は例えば約0.127
mmにまで極めて薄くでき、従来のインピンジメントバ
ッフルよりも格段に薄い。肉厚を薄くしたことで、それ
に応じてロータブレード構成における遠心荷重が減少
し、ブレードの遠心応力が減少する。インピンジメント
バッフルは、ニッケル合金のような軟質材料でも形成し
得る。ニッケル合金のインピンジメントバッフルは、慣
用の電鋳法を用いて精密製造し得る。
ャーを与えるので、バッフル自体は例えば約0.127
mmにまで極めて薄くでき、従来のインピンジメントバ
ッフルよりも格段に薄い。肉厚を薄くしたことで、それ
に応じてロータブレード構成における遠心荷重が減少
し、ブレードの遠心応力が減少する。インピンジメント
バッフルは、ニッケル合金のような軟質材料でも形成し
得る。ニッケル合金のインピンジメントバッフルは、慣
用の電鋳法を用いて精密製造し得る。
【0028】図1及び図2に示す好ましい実施形態で
は、複数の第1の座32が2つの部分に形成され、互い
に半径方向に離隔している。複数のインピンジメントバ
ッフル34が別々に製造され、互いに半径方向に整合し
た状態で対応する座32に集成される。
は、複数の第1の座32が2つの部分に形成され、互い
に半径方向に離隔している。複数のインピンジメントバ
ッフル34が別々に製造され、互いに半径方向に整合し
た状態で対応する座32に集成される。
【0029】一つの実施形態では、個々のバッフル34
は別個の部材であってよく、それらの間で異なる半径方
向の熱運動が拘束されずにできるように一緒にネスティ
ングされる。個々のバッフル34は、対応する精密加工
された半径方向の通路44内で流れが連通するように端
を突合わせて適当に積み重ねられ、各々のバッフルはそ
れぞれの座32に別々に保持される。こうすると、各々
のバッフルからの遠心荷重が対応ハブ46によって別々
に対応座32に伝えられ、遠心荷重を分配するとともに
荷重の集中を減らす。さらに、各々のバッフルは拘束な
しに対応ハブ46から自由に半径方向に膨張及び収縮
し、複数のバッフルにおける熱運動が分離される。各々
のバッフルは比較的短いので、それに応じて相対的な半
径方向の熱膨張及び収縮が減少する。
は別個の部材であってよく、それらの間で異なる半径方
向の熱運動が拘束されずにできるように一緒にネスティ
ングされる。個々のバッフル34は、対応する精密加工
された半径方向の通路44内で流れが連通するように端
を突合わせて適当に積み重ねられ、各々のバッフルはそ
れぞれの座32に別々に保持される。こうすると、各々
のバッフルからの遠心荷重が対応ハブ46によって別々
に対応座32に伝えられ、遠心荷重を分配するとともに
荷重の集中を減らす。さらに、各々のバッフルは拘束な
しに対応ハブ46から自由に半径方向に膨張及び収縮
し、複数のバッフルにおける熱運動が分離される。各々
のバッフルは比較的短いので、それに応じて相対的な半
径方向の熱膨張及び収縮が減少する。
【0030】各バッフルはハブ46に沿って対応座32
に単に機械的に捕捉してもよいし、或いは所望により接
合プロセス時にハブを座32に接合してもよいし、さも
なければ所望により溶接又はろう付してもよい。ハブ4
6が薄肉の金属で形成され、対応する管48よりも大き
な直径を有するので、ハブは可撓性ベローの一部のよう
に作用し、ハブ46とその座32の間の熱膨張及び収縮
差にさらに対処できるようになる。
に単に機械的に捕捉してもよいし、或いは所望により接
合プロセス時にハブを座32に接合してもよいし、さも
なければ所望により溶接又はろう付してもよい。ハブ4
6が薄肉の金属で形成され、対応する管48よりも大き
な直径を有するので、ハブは可撓性ベローの一部のよう
に作用し、ハブ46とその座32の間の熱膨張及び収縮
差にさらに対処できるようになる。
【0031】図5は符号52で示す別の形態のインピン
ジメントバッフルを示し、この形態においては複数の個
々のインピンジメントバッフルは、それらの対応ハブ4
6間での異なる熱運動に弾性的に対処するためのベロー
を画成する単一部材として一体形成される。一体型バッ
フル52も、その遠心荷重を減らすとともにベローの半
径方向の可撓性を改善すべく、比較的肉薄の金属で形成
される。一体型バッフルは、ハブとハブの間の流路の連
続性を保つため、上述の複数セグメントからなるバッフ
ルよりも好ましい。
ジメントバッフルを示し、この形態においては複数の個
々のインピンジメントバッフルは、それらの対応ハブ4
6間での異なる熱運動に弾性的に対処するためのベロー
を画成する単一部材として一体形成される。一体型バッ
フル52も、その遠心荷重を減らすとともにベローの半
径方向の可撓性を改善すべく、比較的肉薄の金属で形成
される。一体型バッフルは、ハブとハブの間の流路の連
続性を保つため、上述の複数セグメントからなるバッフ
ルよりも好ましい。
【0032】ベローはそれぞれのハブ46でエーロフォ
イル内に捕捉され、ハブ間の熱膨張及び収縮差はその弾
性撓みによって対応される。複数のハブ46が遠心荷重
をエーロフォイル座32に分配し、単にその箇所だけで
なく、バッフルをその全長にわたってしっかりと捕捉す
る。この実施形態では、一体型インピンジメントバッフ
ル52の軸方向又は縦方向の可撓性を高めるため、幾つ
かのハブ46の半径方向スロット50を互いに整合させ
てもよい。
イル内に捕捉され、ハブ間の熱膨張及び収縮差はその弾
性撓みによって対応される。複数のハブ46が遠心荷重
をエーロフォイル座32に分配し、単にその箇所だけで
なく、バッフルをその全長にわたってしっかりと捕捉す
る。この実施形態では、一体型インピンジメントバッフ
ル52の軸方向又は縦方向の可撓性を高めるため、幾つ
かのハブ46の半径方向スロット50を互いに整合させ
てもよい。
【0033】図2に示すようなインピンジメントバッフ
ルを流れる冷却空気24はバッフル管48内の開口を通
して吐出され、エーロフォイルの正圧面及び負圧面の内
面並びにその内部の半径方向の隔壁の内面に衝突する。
使用済みインピンジメント空気は、従来通りそれと流れ
が連絡するように配置された慣用フィルム冷却孔54等
の各種吐出孔を通してエーロフォイルから吐出し得る。
ルを流れる冷却空気24はバッフル管48内の開口を通
して吐出され、エーロフォイルの正圧面及び負圧面の内
面並びにその内部の半径方向の隔壁の内面に衝突する。
使用済みインピンジメント空気は、従来通りそれと流れ
が連絡するように配置された慣用フィルム冷却孔54等
の各種吐出孔を通してエーロフォイルから吐出し得る。
【0034】上述の通り、エーロフォイルを最初に2つ
の部分に分けて形成できるので、半径方向冷却空気通路
44やその対応バッフル座32のような各種内部フィー
チャーを精密に加工することができるようになる。バッ
フル34、52は別個に精密製造し、次いで、2つの部
分を接合して一体エーロフォイル10を形成する際に2
つの部分の間に捕捉されるようにそれぞれの座32に集
成し得る。このようにして、インピンジメントバッフル
は、本発明に従って2つの部分に分けて形成される個々
のベーン又はブレードについて所望の構成に至適化し得
る。インピンジメントバッフルの冷却効果を最適化でき
るだけでなく、エーロフォイル中での遠心荷重及び熱負
荷の下でのインピンジメントバッフルの強度を最適化す
ることもできる。
の部分に分けて形成できるので、半径方向冷却空気通路
44やその対応バッフル座32のような各種内部フィー
チャーを精密に加工することができるようになる。バッ
フル34、52は別個に精密製造し、次いで、2つの部
分を接合して一体エーロフォイル10を形成する際に2
つの部分の間に捕捉されるようにそれぞれの座32に集
成し得る。このようにして、インピンジメントバッフル
は、本発明に従って2つの部分に分けて形成される個々
のベーン又はブレードについて所望の構成に至適化し得
る。インピンジメントバッフルの冷却効果を最適化でき
るだけでなく、エーロフォイル中での遠心荷重及び熱負
荷の下でのインピンジメントバッフルの強度を最適化す
ることもできる。
【0035】本発明の改良製造法によれば、ブレード制
動にも相応の改善をもたらし得る。典型的なブレードダ
ンパはブレードの根元又はプラットフォームに位置して
おり、通例振動変位はブレードの翼先端に向かって増加
するので、効果が限られていた。最初の図1に示した通
り、ダンパ38の形態のインサートは、運転中のエーロ
フォイルの摩擦又はクーロン制動振動に対して限られた
振動運動ができるように、エーロフォイルの半径方向外
端近くの座36に弛く捕捉してもよい。
動にも相応の改善をもたらし得る。典型的なブレードダ
ンパはブレードの根元又はプラットフォームに位置して
おり、通例振動変位はブレードの翼先端に向かって増加
するので、効果が限られていた。最初の図1に示した通
り、ダンパ38の形態のインサートは、運転中のエーロ
フォイルの摩擦又はクーロン制動振動に対して限られた
振動運動ができるように、エーロフォイルの半径方向外
端近くの座36に弛く捕捉してもよい。
【0036】ダンパ38は様々な構成をとることがで
き、図2及び図3に一段と詳細に示す実施形態では、ダ
ンパ38は2つの半径方向に隔たる円盤形を中心軸で一
体に接合したものである。対応するダンパ座36は、エ
ーロフォイルの隣接した半径方向隔壁同士及び負圧面と
正圧面側壁を一つにつなぐ軸方向又は弦方向に延在する
平板の形態である。ダンパ座36には、ダンパの中心軸
を収容するための穴が形成され、ダンパの2つの円盤は
半径方向に座をまたぐ。このようにして、ダンパ38は
効果的に捕捉され、しかも座36に弛く取付けられる
が、それ自体は座に対して局所的に振動してエーロフォ
イルの摩擦制動を行い得る。
き、図2及び図3に一段と詳細に示す実施形態では、ダ
ンパ38は2つの半径方向に隔たる円盤形を中心軸で一
体に接合したものである。対応するダンパ座36は、エ
ーロフォイルの隣接した半径方向隔壁同士及び負圧面と
正圧面側壁を一つにつなぐ軸方向又は弦方向に延在する
平板の形態である。ダンパ座36には、ダンパの中心軸
を収容するための穴が形成され、ダンパの2つの円盤は
半径方向に座をまたぐ。このようにして、ダンパ38は
効果的に捕捉され、しかも座36に弛く取付けられる
が、それ自体は座に対して局所的に振動してエーロフォ
イルの摩擦制動を行い得る。
【0037】このタイプのエーロフォイルダンパはエー
ロフォイルの振動ストライプモードを制動する能力を有
し得る。現在ストライプモードは従来のプラットフォー
ムダンパでは有効に制動されず、振動ストライプモード
を回避するにはブレードの設計に他の変更が必要とされ
る。振動ストライプモードを回避するには、ブレード自
体の空力設計にも制限が加える。振動ストライプモード
の制動に有効なエーロフォイルダンパの導入によって、
ブレードの空力設計上の融通性が高まるのでこれを有益
に利用し得る。
ロフォイルの振動ストライプモードを制動する能力を有
し得る。現在ストライプモードは従来のプラットフォー
ムダンパでは有効に制動されず、振動ストライプモード
を回避するにはブレードの設計に他の変更が必要とされ
る。振動ストライプモードを回避するには、ブレード自
体の空力設計にも制限が加える。振動ストライプモード
の制動に有効なエーロフォイルダンパの導入によって、
ブレードの空力設計上の融通性が高まるのでこれを有益
に利用し得る。
【0038】典型的なタービンブレードでは、その半径
方向外側の翼先端(チップ)領域を局所的に冷却するの
が望ましい。インピンジメント冷却には、エーロフォイ
ルの内側から供給される冷却空気を衝突させるためブレ
ードチップの対応部分と整合した開口が必要とされる。
しかし、ブレードチップのインピンジメント冷却を最適
化できるか否かは、チップ自体を局所的に損傷すること
なく、チップ付近に傾斜孔を形成又は穿孔できるか否か
によって制限される。
方向外側の翼先端(チップ)領域を局所的に冷却するの
が望ましい。インピンジメント冷却には、エーロフォイ
ルの内側から供給される冷却空気を衝突させるためブレ
ードチップの対応部分と整合した開口が必要とされる。
しかし、ブレードチップのインピンジメント冷却を最適
化できるか否かは、チップ自体を局所的に損傷すること
なく、チップ付近に傾斜孔を形成又は穿孔できるか否か
によって制限される。
【0039】本発明の改良製造方法では、最初の図1に
示す別個に製造したチップキャップ42を導入すること
でブレードチップの冷却を改善できるが、このチップキ
ャップ42はエーロフォイルの半径方向外側先端に捕捉
され、2つのエーロフォイル部分26,28の外端での
インピンジメント冷却用に形成又は穿孔された傾斜孔5
6を含んでいる。図2及び図6にさらに明瞭に示されて
いるように、チップキャップ42は、負圧面12及び正
圧面14の半径方向外端よりも半径方向内側に適度に窪
んでいて、エーロフォイル側面の内面をその先端におい
て局所的にインピンジメント冷却するための傾斜チップ
孔56が負圧面12及び正圧面14の半径方向外端の下
に効果的に隠れる。
示す別個に製造したチップキャップ42を導入すること
でブレードチップの冷却を改善できるが、このチップキ
ャップ42はエーロフォイルの半径方向外側先端に捕捉
され、2つのエーロフォイル部分26,28の外端での
インピンジメント冷却用に形成又は穿孔された傾斜孔5
6を含んでいる。図2及び図6にさらに明瞭に示されて
いるように、チップキャップ42は、負圧面12及び正
圧面14の半径方向外端よりも半径方向内側に適度に窪
んでいて、エーロフォイル側面の内面をその先端におい
て局所的にインピンジメント冷却するための傾斜チップ
孔56が負圧面12及び正圧面14の半径方向外端の下
に効果的に隠れる。
【0040】図6に示すように、チップキャップがエー
ロフォイルに装着されると、上記のような隠れた傾斜チ
ップ孔56をチップキャップに穿孔するのは不可能であ
る。しかし、チップキャップ42は別個に製造し得るの
で、エーロフォイルを損傷することなく傾斜チップ孔5
6を形成するのは容易である。チップキャップ42はエ
ーロフォイルチップの冷却に最適な構成を有するように
でき、各種の不可触チップ冷却孔をその中に形成できる
が、これは他の方法では不可能である。チップキャップ
42は、次いで、2つのエーロフォイルの部分26,2
8を接合したときにその内部に捕捉されるように、2つ
のエーロフォイルの部分26,28の間に集成し得る。
ロフォイルに装着されると、上記のような隠れた傾斜チ
ップ孔56をチップキャップに穿孔するのは不可能であ
る。しかし、チップキャップ42は別個に製造し得るの
で、エーロフォイルを損傷することなく傾斜チップ孔5
6を形成するのは容易である。チップキャップ42はエ
ーロフォイルチップの冷却に最適な構成を有するように
でき、各種の不可触チップ冷却孔をその中に形成できる
が、これは他の方法では不可能である。チップキャップ
42は、次いで、2つのエーロフォイルの部分26,2
8を接合したときにその内部に捕捉されるように、2つ
のエーロフォイルの部分26,28の間に集成し得る。
【0041】チップ座40はいかなる好適な構成を有し
ていてもよく、例えば上記エーロフォイル部分の内面に
形成される一対の半径方向に離隔した綾部の間にグルー
ブを設け、このグルーブにチップキャップ42の対応末
端フランジを収容し、その中に捕捉されるようにしても
よい。このようなグルーブにタングを捕捉するという構
成はチップキャップ42をエーロフォイル内に機械的に
支持し、作動時のエーロフォイルからの遠心荷重に抗す
る。所望により、チップキャップ42は、拡散接合プロ
セス時に座40に接合してもよいし、或いは所望によっ
ては別個にろう付又は溶接してもよい。
ていてもよく、例えば上記エーロフォイル部分の内面に
形成される一対の半径方向に離隔した綾部の間にグルー
ブを設け、このグルーブにチップキャップ42の対応末
端フランジを収容し、その中に捕捉されるようにしても
よい。このようなグルーブにタングを捕捉するという構
成はチップキャップ42をエーロフォイル内に機械的に
支持し、作動時のエーロフォイルからの遠心荷重に抗す
る。所望により、チップキャップ42は、拡散接合プロ
セス時に座40に接合してもよいし、或いは所望によっ
ては別個にろう付又は溶接してもよい。
【0042】上記で述べた各種インサートは、ステータ
ーベーンやロータブレードのようなガスタービンエンジ
ンエーロフォイルに今回導入できるようになった複雑さ
の種々異なる精密加工部品の例を例示したものである。
これらのインサートに対応する保持座は、集成前に、別
個のエーロフォイル部分に精密加工することができ、そ
の結果格段に改良されたタービンエーロフォイルが得ら
れる。エーロフォイルの半径方向通路に沿った内部での
或いはその翼先端でのインピンジメント冷却の改善のた
めに、各種のインサートを別個に又は集合的に使用し得
る。さらに、振動制動も改善し得る。別の実施形態で
は、インピンジメントバッフル自体をそれぞれの座に弛
く捕捉して、別個のダンパ38を必要とせずに、追加の
振動制動をもたらすことができる。また、各種インサー
トは主として機械的にそれぞれの座に捕捉されるので、
それらはさらに有益な効果をもたらすべく、エーロフォ
イル自体の母材以外の適当な材料で形成することもでき
る。
ーベーンやロータブレードのようなガスタービンエンジ
ンエーロフォイルに今回導入できるようになった複雑さ
の種々異なる精密加工部品の例を例示したものである。
これらのインサートに対応する保持座は、集成前に、別
個のエーロフォイル部分に精密加工することができ、そ
の結果格段に改良されたタービンエーロフォイルが得ら
れる。エーロフォイルの半径方向通路に沿った内部での
或いはその翼先端でのインピンジメント冷却の改善のた
めに、各種のインサートを別個に又は集合的に使用し得
る。さらに、振動制動も改善し得る。別の実施形態で
は、インピンジメントバッフル自体をそれぞれの座に弛
く捕捉して、別個のダンパ38を必要とせずに、追加の
振動制動をもたらすことができる。また、各種インサー
トは主として機械的にそれぞれの座に捕捉されるので、
それらはさらに有益な効果をもたらすべく、エーロフォ
イル自体の母材以外の適当な材料で形成することもでき
る。
【0043】本発明の好ましい例示的実施形態と思料す
るものについて説明してきたが、本明細書の説明から、
当業者には本発明のその他の変更も自明であろう。従っ
て、本発明の技術的思想及び範囲に属するかかるすべて
の変更が特許請求の範囲によって保護されることを求め
る。
るものについて説明してきたが、本明細書の説明から、
当業者には本発明のその他の変更も自明であろう。従っ
て、本発明の技術的思想及び範囲に属するかかるすべて
の変更が特許請求の範囲によって保護されることを求め
る。
【0044】従って、特許による保護を求めるのは、特
許請求の範囲に規定しかつ特徴付けた発明である。
許請求の範囲に規定しかつ特徴付けた発明である。
【図1】本発明の実施形態によるガスタービンエンジン
のエーロフォイルの一部の切欠不等角図。
のエーロフォイルの一部の切欠不等角図。
【図2】図1に示すエーロフォイルの、本発明の好まし
い実施形態によるインピンジメントバッフル、振動ダン
パ及びチップキャップを有する翼先端部分の軸方向の部
分断面図。
い実施形態によるインピンジメントバッフル、振動ダン
パ及びチップキャップを有する翼先端部分の軸方向の部
分断面図。
【図3】図1に示すエーロフォイルの線3−3に沿った
半径方向断面図。
半径方向断面図。
【図4】図1〜図3に示す本発明の好ましい実施形態に
よるエーロフォイルの製造方法を示す略図。
よるエーロフォイルの製造方法を示す略図。
【図5】図1に示すエーロフォイルの、本発明の別の実
施形態によるインピンジメントバッフルの側面部分断面
図。
施形態によるインピンジメントバッフルの側面部分断面
図。
【図6】図1に示すエーロフォイルの翼先端の線6−6
に沿った拡大横断面図。
に沿った拡大横断面図。
───────────────────────────────────────────────────── フロントページの続き (72)発明者 ゲリー・チャールズ・リオッタ アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ビ ヴァアリー、クラーク・アヴェニュー、1 番 (72)発明者 ジェイムズ・ノーウッド・フレック アメリカ合衆国、マサチューセッツ州、ボ ックスフォード、ベア・ヒル・ロード、 111番
Claims (15)
- 【請求項1】 ガスタービンエンジンのエーロフォイル
の製造方法であって、2つの相補的なエーロフォイル部
分に内部保持座を形成し、該座で保持されるように構成
されたインサートを製造し、上記2つの部分を、上記座
に置かれたインサートをそれらの間に配して、一つに集
成し、かつ内部に上記インサートを捕捉するとともに共
同でエーロフォイルを画成すべく上記2つの部分を一つ
に接合することを含んでなる方法。 - 【請求項2】 内部に冷却流体を通すための半径方向通
路を前記エーロフォイル部分に形成し、前記座を前記通
路を橋かけするように形成し、前記通路内の座に前記イ
ンサートを集成することをさらに含む、請求項1記載の
方法。 - 【請求項3】 前記座を前記インサートと相補的となっ
て前記インサートを半径方向に捕捉するように形成する
ことをさらに含む、請求項2記載の方法。 - 【請求項4】 前記通路が前記インサートよりも半径方
向に長い寸法であり、前記インサートが前記座よりも半
径方向に長い寸法であり、前記インサートが前記通路内
において前記座からの熱膨張及び熱収縮について拘束を
受けない、請求項3記載の方法。 - 【請求項5】 前記インサートが、冷却流体を受け入れ
るための、前記座に捕捉された中空保持ハブと、前記流
体を前記エーロフォイル部分の内側のインピンジメント
に分配するための、上記中空保持ハブから延在した多孔
管とを有するインピンジメントバッフルとして構成され
る、請求項4記載の方法。 - 【請求項6】 複数の座を互いに半径方向に離隔して形
成し、複数のバッフルを製造し、かつ上記複数のバッフ
ルを半径方向に整合させて上記複数の座の各々に集成す
ることをさらに含む、請求項5記載の方法。 - 【請求項7】 前記複数のバッフルが別個の部材であっ
て、それらの間で異なる熱運動が拘束されずにできるよ
うに一緒にネスティングされる、請求項6記載の方法。 - 【請求項8】 前記複数のバッフルが、それらの間の異
なる熱運動に弾性的に対処できるベローを画成する単一
部材として一緒に一体形成される、請求項6記載の方
法。 - 【請求項9】 前記インサートが、前記エーロフォイル
の摩擦制動振動に対してそれらの間で限られた振動運動
ができるように前記座に弛く捕捉されたダンパとして構
成される、請求項4記載の方法。 - 【請求項10】 前記インサートが、前記エーロフォイ
ルの半径方向外端で捕捉されたチップキャップで、その
外端に前記2つのエーロフォイルの部分の各々をインピ
ンジメント冷却する傾斜孔が形成されるチップキャップ
として構成される、請求項4記載の方法。 - 【請求項11】 インピンジメントバッフルの周囲に集
成されかつ一つに接合された2つのエーロフォイル部分
の間に冷却流体を通すためのインピンジメントバッフル
であって、上記部分の間に捕捉されるように構成された
中空保持ハブ、及び上記流体を上記エーロフォイル部分
の内側のインピンジメントに分配するための、上記ハブ
から延在する多孔管を含んでなるインピンジメントバッ
フル。 - 【請求項12】 前記2つのエーロフォイル部分が、前
記冷却流体を流すための半径方向通路を有する中空エー
ロフォイルを共同で画成するとともに、前記バッフルハ
ブを捕捉するための保持座を含んでおり、前記バッフル
ハブの直径が前記バッフル管よりも大きくて、前記ハブ
を前記座に捕捉するとともに、前記エーロフォイル部分
のインピンジメント冷却のために前記管を前記エーロフ
ォイル部分から離隔している、請求項11記載のインピ
ンジメントバッフル。 - 【請求項13】 前記エーロフォイルが互いに半径方向
に離隔した複数の前記座を含み、前記バッフルが各々の
座に半径方向に整合して配置される複数のバッフルハブ
をさらに含む、請求項12記載のインピンジメントバッ
フル。 - 【請求項14】 前記複数のバッフルハブが別個の部材
であって、その各々から延在する一体管がそれらの間で
異なる熱運動が拘束されずにできるように一緒にネステ
ィングされる、請求項13記載のインピンジメントバッ
フル。 - 【請求項15】 前記バッフルハブ及び管が、それらの
間の異なる熱運動に弾性的に対処できるベローを画成す
る単一部材として一緒に一体形成される請求項13記載
のインピンジメントバッフル。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/161,299 US6193465B1 (en) | 1998-09-28 | 1998-09-28 | Trapped insert turbine airfoil |
US09/161299 | 1998-09-28 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2000104503A true JP2000104503A (ja) | 2000-04-11 |
Family
ID=22580630
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP11271498A Withdrawn JP2000104503A (ja) | 1998-09-28 | 1999-09-27 | インサ―ト捕捉タ―ビンエ―ロフォイル |
Country Status (3)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6193465B1 (ja) |
EP (1) | EP0990771A1 (ja) |
JP (1) | JP2000104503A (ja) |
Cited By (8)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005315264A (ja) * | 2004-04-30 | 2005-11-10 | General Electric Co <Ge> | 鋳込みリブセクションを有するノズル冷却インサート組立体 |
JP2008031985A (ja) * | 2006-05-31 | 2008-02-14 | Siemens Ag | タービン翼 |
JP2008261326A (ja) * | 2007-04-10 | 2008-10-30 | General Electric Co <Ge> | ダンパ構成付きタービンブレード |
EP1760264A3 (en) * | 2005-08-31 | 2010-04-21 | United Technologies Corporation | Turbine engine component and method of making the same |
EP1760265A3 (en) * | 2005-08-31 | 2010-04-21 | United Technologies Corporation | Blade with a cooling microcircuit and corresponding manufacturing method |
JP2015517625A (ja) * | 2012-05-09 | 2015-06-22 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | タービンブレード先端の修理方法 |
JP2015175255A (ja) * | 2014-03-13 | 2015-10-05 | 竹田 眞司 | 圧縮回転羽がそれぞれ逆回転して燃焼排出回転羽がそれぞれ逆回転して、圧縮を強くして燃焼を強めるジェットエンジンとガスタ−ビンエンジン、 |
JP7471803B2 (ja) | 2018-11-30 | 2024-04-22 | ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 複数のノズルおよびベンチュリを含む翼形部 |
Families Citing this family (64)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6183192B1 (en) | 1999-03-22 | 2001-02-06 | General Electric Company | Durable turbine nozzle |
US6164914A (en) * | 1999-08-23 | 2000-12-26 | General Electric Company | Cool tip blade |
US6539627B2 (en) | 2000-01-19 | 2003-04-01 | General Electric Company | Method of making turbulated cooling holes |
US6453557B1 (en) * | 2000-04-11 | 2002-09-24 | General Electric Company | Method of joining a vane cavity insert to a nozzle segment of a gas turbine |
US6471484B1 (en) | 2001-04-27 | 2002-10-29 | General Electric Company | Methods and apparatus for damping rotor assembly vibrations |
US6474944B1 (en) * | 2001-05-01 | 2002-11-05 | General Electric Company | Hollow nozzle partition with recessed end caps |
US6561757B2 (en) * | 2001-08-03 | 2003-05-13 | General Electric Company | Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention |
US6652220B2 (en) | 2001-11-15 | 2003-11-25 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles |
GB2386926A (en) * | 2002-03-27 | 2003-10-01 | Alstom | Two part impingement tube for a turbine blade or vane |
US6742991B2 (en) * | 2002-07-11 | 2004-06-01 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
US6811378B2 (en) * | 2002-07-31 | 2004-11-02 | Power Systems Mfg, Llc | Insulated cooling passageway for cooling a shroud of a turbine blade |
US20060143841A1 (en) * | 2002-12-13 | 2006-07-06 | K.K. Australia Pty Ltd. | Intake assembly for self-propelled pool cleaner |
ITMI20022677A1 (it) * | 2002-12-18 | 2004-06-19 | Nuovo Pignone Spa | Metodo di fabbricazione per ottenere componenti ad alta |
US6893217B2 (en) | 2002-12-20 | 2005-05-17 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
US6921246B2 (en) | 2002-12-20 | 2005-07-26 | General Electric Company | Methods and apparatus for assembling gas turbine nozzles |
FR2856729B1 (fr) * | 2003-06-30 | 2005-09-23 | Snecma Moteurs | Aubes refroidies de moteur a turbine a gaz. |
FR2872541B1 (fr) * | 2004-06-30 | 2006-11-10 | Snecma Moteurs Sa | Aube fixe de turbine a refroidissement ameliore |
US7104756B2 (en) * | 2004-08-11 | 2006-09-12 | United Technologies Corporation | Temperature tolerant vane assembly |
GB0418906D0 (en) | 2004-08-25 | 2004-09-29 | Rolls Royce Plc | Internally cooled aerofoils |
US7131816B2 (en) * | 2005-02-04 | 2006-11-07 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Airfoil locator rib and method of positioning an insert in an airfoil |
US7708525B2 (en) * | 2005-02-17 | 2010-05-04 | United Technologies Corporation | Industrial gas turbine blade assembly |
US7322796B2 (en) | 2005-08-31 | 2008-01-29 | United Technologies Corporation | Turbine vane construction |
US7540083B2 (en) * | 2005-09-28 | 2009-06-02 | Honeywell International Inc. | Method to modify an airfoil internal cooling circuit |
US7270517B2 (en) * | 2005-10-06 | 2007-09-18 | Siemens Power Generation, Inc. | Turbine blade with vibration damper |
US8043057B1 (en) * | 2007-12-21 | 2011-10-25 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Air cooled turbine airfoil |
US8393867B2 (en) * | 2008-03-31 | 2013-03-12 | United Technologies Corporation | Chambered airfoil cooling |
GB0813839D0 (en) | 2008-07-30 | 2008-09-03 | Rolls Royce Plc | An aerofoil and method for making an aerofoil |
US20100054915A1 (en) * | 2008-08-28 | 2010-03-04 | United Technologies Corporation | Airfoil insert |
US8393869B2 (en) * | 2008-12-19 | 2013-03-12 | Solar Turbines Inc. | Turbine blade assembly including a damper |
US8979498B2 (en) * | 2010-03-03 | 2015-03-17 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil having outboard and inboard sections |
US8449249B2 (en) | 2010-04-09 | 2013-05-28 | Williams International Co., L.L.C. | Turbine nozzle apparatus and associated method of manufacture |
US8888455B2 (en) * | 2010-11-10 | 2014-11-18 | Rolls-Royce Corporation | Gas turbine engine and blade for gas turbine engine |
US9726024B2 (en) | 2011-12-29 | 2017-08-08 | General Electric Company | Airfoil cooling circuit |
US9470095B2 (en) * | 2012-04-24 | 2016-10-18 | United Technologies Corporation | Airfoil having internal lattice network |
US9267380B2 (en) * | 2012-04-24 | 2016-02-23 | United Technologies Corporation | Airfoil including loose damper |
US9759072B2 (en) | 2012-08-30 | 2017-09-12 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil cooling circuit arrangement |
US9670797B2 (en) * | 2012-09-28 | 2017-06-06 | United Technologies Corporation | Modulated turbine vane cooling |
WO2014116259A1 (en) * | 2013-01-28 | 2014-07-31 | United Technologies Corporation | Multi-segment adjustable stator vane for a variable area vane arrangement |
WO2014131696A1 (de) | 2013-02-28 | 2014-09-04 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlkanalsegment, kühlkanal, turbomaschine und montageverfahren |
US9144192B2 (en) | 2013-03-15 | 2015-09-29 | Winfield Solutions, Llc | Drop nozzle |
US20160222796A1 (en) * | 2013-09-18 | 2016-08-04 | United Technologies Corporation | Manufacturing method for a baffle-containing blade |
WO2015123017A1 (en) | 2014-02-13 | 2015-08-20 | United Technologies Corporation | Air shredder insert |
FR3021698B1 (fr) * | 2014-05-28 | 2021-07-02 | Snecma | Aube de turbine, comprenant un conduit central de refroidissement isole thermiquement de parois de l'aube par deux cavites laterales jointives en aval du conduit central |
US9988913B2 (en) | 2014-07-15 | 2018-06-05 | United Technologies Corporation | Using inserts to balance heat transfer and stress in high temperature alloys |
US20170074116A1 (en) * | 2014-07-17 | 2017-03-16 | United Technologies Corporation | Method of creating heat transfer features in high temperature alloys |
US9915151B2 (en) * | 2015-05-26 | 2018-03-13 | Rolls-Royce Corporation | CMC airfoil with cooling channels |
US10184341B2 (en) | 2015-08-12 | 2019-01-22 | United Technologies Corporation | Airfoil baffle with wedge region |
US10012092B2 (en) | 2015-08-12 | 2018-07-03 | United Technologies Corporation | Low turn loss baffle flow diverter |
JP6602957B2 (ja) * | 2015-08-28 | 2019-11-06 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | 流れ押退け特徴を備える内部で冷却されるタービン翼 |
US10156147B2 (en) | 2015-12-18 | 2018-12-18 | United Technologies Corporation | Method and apparatus for cooling gas turbine engine component |
US10781715B2 (en) * | 2015-12-21 | 2020-09-22 | Raytheon Technologies Corporation | Impingement cooling baffle |
DE102016207162A1 (de) * | 2016-04-27 | 2017-11-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Kühlfluidverteiler für eine Schaufel aus mehreren Teileinsätzen |
DE102016216858A1 (de) * | 2016-09-06 | 2018-03-08 | Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg | Laufschaufel für eine Turbomaschine und Verfahren für den Zusammenbau einer Laufschaufel für eine Turbomaschine |
GB2559739A (en) * | 2017-02-15 | 2018-08-22 | Rolls Royce Plc | Stator vane section |
FR3067389B1 (fr) * | 2017-04-10 | 2021-10-29 | Safran | Aube de turbine presentant une structure amelioree |
US10851663B2 (en) * | 2017-06-12 | 2020-12-01 | General Electric Company | Turbomachine rotor blade |
US11261739B2 (en) * | 2018-01-05 | 2022-03-01 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil with rib communication |
US11459899B2 (en) * | 2018-03-23 | 2022-10-04 | Raytheon Technologies Corporation | Turbine component with a thin interior partition |
WO2019245546A1 (en) * | 2018-06-20 | 2019-12-26 | Siemens Energy, Inc. | Cooled turbine blade assembly, corresponding methods for cooling and manufacturing |
US10774657B2 (en) | 2018-11-23 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Baffle assembly for gas turbine engine components |
US10774653B2 (en) | 2018-12-11 | 2020-09-15 | Raytheon Technologies Corporation | Composite gas turbine engine component with lattice structure |
US11739645B2 (en) | 2020-09-30 | 2023-08-29 | General Electric Company | Vibrational dampening elements |
US11536144B2 (en) | 2020-09-30 | 2022-12-27 | General Electric Company | Rotor blade damping structures |
US11359497B1 (en) * | 2020-12-21 | 2022-06-14 | Raytheon Technologies Corporation | Vane with baffle and recessed spar |
Family Cites Families (29)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2696364A (en) * | 1948-07-08 | 1954-12-07 | Thompson Prod Inc | Turbine bucket |
US2923525A (en) | 1958-04-04 | 1960-02-02 | Orenda Engines Ltd | Hollow gas turbine blade |
US3301527A (en) * | 1965-05-03 | 1967-01-31 | Gen Electric | Turbine diaphragm structure |
GB1224521A (en) | 1968-03-27 | 1971-03-10 | Rolls Royce | Method of making an aerofoil-shaped blade or blade blank |
US3700348A (en) * | 1968-08-13 | 1972-10-24 | Gen Electric | Turbomachinery blade structure |
US3606572A (en) * | 1969-08-25 | 1971-09-20 | Gen Motors Corp | Airfoil with porous leading edge |
US3628885A (en) * | 1969-10-01 | 1971-12-21 | Gen Electric | Fluid-cooled airfoil |
US3715170A (en) * | 1970-12-11 | 1973-02-06 | Gen Electric | Cooled turbine blade |
BE789029A (fr) * | 1971-12-20 | 1973-01-15 | Gen Electric | Article metallique soude par frottement et procede de fabrication d'un tel article |
US3891348A (en) * | 1972-04-24 | 1975-06-24 | Gen Electric | Turbine blade with increased film cooling |
US3806275A (en) | 1972-08-30 | 1974-04-23 | Gen Motors Corp | Cooled airfoil |
US3846041A (en) * | 1972-10-31 | 1974-11-05 | Avco Corp | Impingement cooled turbine blades and method of making same |
US3867068A (en) | 1973-03-30 | 1975-02-18 | Gen Electric | Turbomachinery blade cooling insert retainers |
US4020538A (en) | 1973-04-27 | 1977-05-03 | General Electric Company | Turbomachinery blade tip cap configuration |
US3966357A (en) * | 1974-09-25 | 1976-06-29 | General Electric Company | Blade baffle damper |
US3973874A (en) * | 1974-09-25 | 1976-08-10 | General Electric Company | Impingement baffle collars |
US3994622A (en) * | 1975-11-24 | 1976-11-30 | United Technologies Corporation | Coolable turbine blade |
FR2474095B1 (fr) | 1980-01-17 | 1986-02-28 | Rolls Royce | Dispositif amortisseur de vibrations pour aubes mobiles de moteur a turbine a gaz |
US5152059A (en) | 1980-09-19 | 1992-10-06 | Rolls-Royce Plc | Manufacture of cooled aerofoil blades |
US4364160A (en) | 1980-11-03 | 1982-12-21 | General Electric Company | Method of fabricating a hollow article |
US4542867A (en) | 1983-01-31 | 1985-09-24 | United Technologies Corporation | Internally cooled hollow airfoil |
US4790721A (en) * | 1988-04-25 | 1988-12-13 | Rockwell International Corporation | Blade assembly |
US5405242A (en) | 1990-07-09 | 1995-04-11 | United Technologies Corporation | Cooled vane |
US5176499A (en) | 1991-06-24 | 1993-01-05 | General Electric Company | Photoetched cooling slots for diffusion bonded airfoils |
US5203873A (en) * | 1991-08-29 | 1993-04-20 | General Electric Company | Turbine blade impingement baffle |
JPH05214957A (ja) * | 1991-11-04 | 1993-08-24 | General Electric Co <Ge> | 接合フォイル挿入体を備えた被衝突冷却翼 |
US5259730A (en) * | 1991-11-04 | 1993-11-09 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil with bonding foil insert |
US5429877A (en) | 1993-10-20 | 1995-07-04 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Internally reinforced hollow titanium alloy components |
US5516260A (en) * | 1994-10-07 | 1996-05-14 | General Electric Company | Bonded turbine airfuel with floating wall cooling insert |
-
1998
- 1998-09-28 US US09/161,299 patent/US6193465B1/en not_active Expired - Fee Related
-
1999
- 1999-09-13 EP EP99307225A patent/EP0990771A1/en not_active Withdrawn
- 1999-09-27 JP JP11271498A patent/JP2000104503A/ja not_active Withdrawn
Cited By (9)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP2005315264A (ja) * | 2004-04-30 | 2005-11-10 | General Electric Co <Ge> | 鋳込みリブセクションを有するノズル冷却インサート組立体 |
EP1760264A3 (en) * | 2005-08-31 | 2010-04-21 | United Technologies Corporation | Turbine engine component and method of making the same |
EP1760265A3 (en) * | 2005-08-31 | 2010-04-21 | United Technologies Corporation | Blade with a cooling microcircuit and corresponding manufacturing method |
JP2008031985A (ja) * | 2006-05-31 | 2008-02-14 | Siemens Ag | タービン翼 |
JP4532523B2 (ja) * | 2006-05-31 | 2010-08-25 | シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト | タービン翼 |
JP2008261326A (ja) * | 2007-04-10 | 2008-10-30 | General Electric Co <Ge> | ダンパ構成付きタービンブレード |
JP2015517625A (ja) * | 2012-05-09 | 2015-06-22 | シーメンス エナジー インコーポレイテッド | タービンブレード先端の修理方法 |
JP2015175255A (ja) * | 2014-03-13 | 2015-10-05 | 竹田 眞司 | 圧縮回転羽がそれぞれ逆回転して燃焼排出回転羽がそれぞれ逆回転して、圧縮を強くして燃焼を強めるジェットエンジンとガスタ−ビンエンジン、 |
JP7471803B2 (ja) | 2018-11-30 | 2024-04-22 | ゼネラル エレクトリック テクノロジー ゲゼルシャフト ミット ベシュレンクテル ハフツング | 複数のノズルおよびベンチュリを含む翼形部 |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP0990771A1 (en) | 2000-04-05 |
US6193465B1 (en) | 2001-02-27 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2000104503A (ja) | インサ―ト捕捉タ―ビンエ―ロフォイル | |
JP5357431B2 (ja) | ダンパ構成付きタービンブレード | |
JP4713423B2 (ja) | 斜め先端孔タービンブレード | |
JP4856302B2 (ja) | 応力の減少された圧縮機ブリスクの流れ通路 | |
US6264428B1 (en) | Cooled aerofoil for a gas turbine engine | |
JP5667348B2 (ja) | ロータブレード及びそれを製作する方法 | |
EP1914384B1 (en) | Fan with blades, band and unitary disc | |
JP4052380B2 (ja) | 接線方向流バッフルおよび該バッフルを配置したタービンノズル | |
JP4576177B2 (ja) | 収束ピン冷却式翼形部 | |
US3294364A (en) | Rotor assembly | |
US6254346B1 (en) | Gas turbine cooling moving blade | |
EP1250516B1 (en) | Turbine engine damper | |
JP2004257389A (ja) | タービンノズルセグメントの片持ち式支持 | |
JPH10196305A (ja) | タービンブレードの一体型ダンパー/シール | |
JP2004257392A (ja) | 二分割空洞を有する単一の中空ベーンを備えたガスタービンエンジンのタービンノズルセグメント | |
KR20020083498A (ko) | 냉각 팁 슈라우드를 구비하는 터빈 블레이드를 포함하는터빈조립체 | |
JP2008286194A (ja) | タービン動翼及びそれを製造する方法 | |
JP4100916B2 (ja) | ノズルフィレットの背面冷却 | |
US11401815B2 (en) | Bladed rotor system and corresponding method of servicing | |
EP3978726B1 (en) | Vibrational dampening element and rotor blade | |
JP2002161704A (ja) | 中空フィンガダブテールピンと、同ピンを用いるバケット取付け方法 | |
CN112943376A (zh) | 用于涡轮机转子叶片的阻尼器堆叠 | |
JPH03194101A (ja) | ガスタービン冷却動翼 | |
JP2017198213A (ja) | スロットの分離が可変のエーロフォイル | |
US6439837B1 (en) | Nozzle braze backside cooling |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A300 | Application deemed to be withdrawn because no request for examination was validly filed |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A300 Effective date: 20061205 |