JP2003184503A - 第2段タービンバケットの翼形部 - Google Patents
第2段タービンバケットの翼形部Info
- Publication number
- JP2003184503A JP2003184503A JP2002328986A JP2002328986A JP2003184503A JP 2003184503 A JP2003184503 A JP 2003184503A JP 2002328986 A JP2002328986 A JP 2002328986A JP 2002328986 A JP2002328986 A JP 2002328986A JP 2003184503 A JP2003184503 A JP 2003184503A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- airfoil
- turbine
- distance
- values
- bucket
- 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.)
- Pending
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
-
- 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
- F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
-
- 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
- Y10S—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
- Y10S416/00—Fluid reaction surfaces, i.e. impellers
- Y10S416/02—Formulas of curves
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Physics & Mathematics (AREA)
- Fluid Mechanics (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
- Materials For Photolithography (AREA)
Abstract
輪郭に関する。 【解決手段】 第2段バケット(17)は、表Iにイン
チで記載されたデカルト座標のX、Y及びZ値にほぼ一
致する翼形部輪郭(10)を有し、ここで、Zはタービ
ン中心線からの半径に垂直でかつX及びY値を含む平面
からの垂直距離であり、Z値は翼形部の半径方向最内側
の空気力学的セクションにおけるX、Y平面内のゼロ点
から始まり、またX及びYは各Z距離における翼形部輪
郭を定める座標値である。X、Y及びZ値は、同一の定
数又は数値の関数として尺度を変えられて、拡大又は縮
小されたバケットのための翼形セクションを得ることが
できる。
Description
ためのタービンバケットに関し、具体的には、第2段タ
ービンバケットの翼形部輪郭に関する。
度を上昇させまた様々なタービン構成部品の冷却を改善
する努力を増す傾向を示してきている。本出願人のある
特定のガスタービン設計においては、60%複合サイク
ル効率を満たすために蒸気冷却と空気冷却の組合せを用
いる高出力タービンが、開発過程にある。
にそのタービンの第2タービン段バケットの設計及び構
造は、空気力学的及び機械的バケット負荷だけでなく空
気力学的効率も最適化することを必要としていることを
理解されたい。
と、負荷要件における必要な効率を達成するために独特
の点の軌跡により定められ、それによってタービン性能
の改良が得られるタービン段、好ましくは第2段用の独
特のタービンバケット翼形部輪郭が提供される。後で述
べる表IのX、Y、Z座標により与えられる基準輪郭
が、この独特の点の軌跡を形成することを理解された
い。表Iにおいてインチで示された座標は、バケットの
各断面に対する低温すなわち室温の輪郭についてのもの
である。定められた各断面は、隣接する断面と滑らかに
結合されて完全な翼形部形状を形成する。使用時にバケ
ットが加熱されると、輪郭は応力及び温度により変化す
ることになることも理解されたい。従って、低温又は室
温の輪郭は、製造目的のためにX、Y、Z座標により与
えられる。製造されたバケット翼形部輪郭は、下記の表
で与えられる基準翼形部輪郭とは異なる可能性があるの
で、基準輪郭に沿った任意の表面位置に垂直な方向に基
準輪郭から±4.064mm(0.160インチ)でしかも任意の被覆
処理を含む距離が、この設計に対する輪郭エンベロープ
を定める。この設計は、このばらつきに対して強く、機
械的機能も空気力学的機能も損なうことはない。
入れるために幾何学的に一定の比率で尺度を変えて拡大
又は縮小することが可能であることも理解されたい。従
って、下記に示す基準翼形部輪郭のX、Y及びZ座標
は、同一の定数又は数値の関数である。すなわち、表に
示されるX、Y及びZ座標値は、同一の定数又は数値に
より乗じられるか又は割られ、翼形部セクションの形状
を維持しながらバケット翼形部輪郭の拡大又は縮小バー
ジョンを得ることができる。
任意の翼形部表面位置に垂直な方向に±4.064mm(0.160
インチ)以内のエンベロープ(Envelope)のバケット翼形
部形状を有し、該翼形部は、表Iにインチで記載された
デカルト座標のX、Y及びZ値にほぼ一致する被覆され
ていない基準輪郭を有しており、ここで、Zはタービン
中心線からの半径に垂直でかつX及びY値を含む平面か
らの垂直距離であり、Z値は翼形部の半径方向最内側の
空気力学的セクションおけるX、Y平面内のゼロ点から
始まり、またX及びYは各距離Zにおける翼形部輪郭を
定める座標値であり、Z距離における輪郭は互いに滑ら
かに結合されて完全な翼形部形状を形成することを特徴
とするタービンバケットが、提供される。
て、表Iにインチで記載されたデカルト座標のX、Y及
びZ値にほぼ一致する被覆されていない基準翼形部輪郭
を有し、ここで、Zはタービン中心線からの半径に垂直
でかつX及びY値を含む平面からの垂直距離であり、Z
値は翼形部の半径方向最内側の空気力学的セクションに
おけるX、Y平面内のゼロ点から始まり、またX及びY
は各Z距離における翼形部輪郭を定める座標値であり、
Z距離における輪郭は互いに滑らかに結合されて完全な
翼形部バケット輪郭を形成し、前記X、Y及びZ値は、
同一の定数又は数値の関数として尺度を変えられて、拡
大又は縮小されたバケット翼形部を得ることを特徴とす
るタービンバケットが、提供される。
ては、複数のバケットを有するタービンホイールを含む
タービンが提供され、該バケットの各々は、任意のバケ
ット翼形部表面位置に垂直な方向に±4.064mm(0.160イ
ンチ)以内のエンベロープの翼形部形状を有し、該翼形
部は、表Iにインチで記載されたデカルト座標のX、Y
及びZ値にほぼ一致する被覆されていない基準輪郭を有
しており、ここで、Zはタービン中心線からの半径に垂
直でかつX及びY値を含む平面からの垂直距離であり、
Z値は翼形部の半径方向最内側の空気力学的セクション
おけるX、Y平面内のゼロ点から始まり、またX及びY
は各距離Zにおける翼形部輪郭を定める座標値であり、
Z距離における輪郭は互いに滑らかに結合されて完全な
翼形部形状を形成する。
ては、複数のバケットを有するタービンホイールを含む
タービンが提供され、該バケットの各々は、表Iにイン
チで記載されたデカルト座標のX、Y及びZ値にほぼ一
致する被覆されていない基準翼形部輪郭を有し、ここ
で、Zはタービン中心線からの半径に垂直でかつX及び
Y値を含む平面からの垂直距離であり、Z値は翼形部の
半径方向最内側の空気力学的セクションにおけるX、Y
平面内のゼロ点から始まり、またX及びYは各Z距離に
おける翼形部輪郭を定める座標値であり、Z距離におけ
る輪郭は互いに滑らかに結合されて完全な翼形部形状を
形成し、前記X、Y及びZ値は、同一の定数又は数値の
関数として尺度を変えられて、拡大又は縮小されたバケ
ット翼形部を得る。
2を参照すると、本発明に従って構成され、シャンク1
4により支持されたプラットホーム12に取り付けられ
た翼形部10を含むタービンブレードが示されている。
シャンク14の半径方向内端は、ブレードを、図示して
いないタービンホイールに結合するためのダブテール1
6を支持する。翼形部10、プラットホーム12及びダ
ブテール16は、ひとまとめにしてバケットと呼ばれ、
全体を符号17で表わしている。翼形部10は、それぞ
れ負圧側面18と正圧側面20を備える複合曲面を有す
る。通常の通りに、ダブテール16はタービンホイール
内のダブテール開口に嵌まることが分かるであろう。複
数の本発明の第2段バケット、好ましくは50個のバケ
ットが、ホイール及びタービンロータ軸の周りに円周方
向に互いに間隔を置いて配置される。更に、シャンク1
4の軸方向前側面及び後側面に、ホイールスペース・シ
ール22、すなわちエンジェルウィングが形成されてい
る。バケットは、図示していないが、翼形部10を含む
バケットの内部の冷却通路、好ましくは蒸気冷却通路と
一体に鋳造されるのが好ましい。
びZ値に対するデカルト座標系が示されている。座標値
は、後で述べる表Iにインチで記載されている。デカル
ト座標系は、直交関係にあるX、Y及びZ軸を有してお
り、Z軸はタービンロータの中心線からの半径に垂直な
平面に対して垂直に、すなわち、X及びY値を含む平面
に対して垂直に延びる。Z距離は、半径方向最内側の空
気力学的セクションにおけるX、Y平面内のゼロ点から
始まる。X軸は、タービンロータ中心線、すなわち回転
軸線に平行に位置している。X、Y平面に垂直なZ方向
の選定された位置でX及びY座標値を定めることによ
り、翼形部10の輪郭を確定することができる。X及び
Y値を滑らかな連続する弧により接続することによっ
て、各距離Zにおける各輪郭セクションが決定される。
距離Zの間の様々な表面位置における表面輪郭は、互い
に滑らかに接続されて翼形部を形成する。下記の表Iに
示される表の値は、インチであり、また周囲温度の又は
作動していないか又は加熱されていない状態における翼
形部輪郭を表し、かつ被覆されていない翼形部について
のものである。記号の慣行により、デカルト座標系に一
般的に用いられるように、値Zにプラスの値を、またX
及びY座標値にはプラス及びマイナス値を付ける。
に小数3桁まで求められ示されている。更に、被覆と共
に一般的な製作公差があり、これらは、翼形部の実際の
輪郭においては考慮されなければならない。従って、表
Iに示される輪郭に対する値は、基準輪郭に対するもの
である。それ故、一般的な製造公差、すなわち、プラス
又はマイナス値及び被覆厚さが、下記の表Iに示される
X及びY値に加えられるということが理解されるであろ
う。従って、翼形部輪郭に沿った任意の表面位置に垂直
な方向の±4.064mm(0.160インチ)の距離が、この特定の
バケット設計及びタービンに対する翼形部輪郭エンベロ
ープを形成する。
で示される座標値は、好ましい基準輪郭エンベロープを
提供する。
タービン設計において用いるために幾何学的に尺度を変
えて一定の比率で拡大又は縮小することができることも
理解されるであろう。その結果として、表Iに記載され
た座標値は、翼形部セクション形状が不変のままになる
ように、大きく又は小さく尺度を変えることができる。
表Iの座標値の尺度を変えたバージョンは、同一の定数
又は数値により乗じられるか又は割られるかされたX、
Y及びZ座標値により表わされることになる。
発明において形成された翼形部を有するタービンバケッ
トを用いた場合のタービンを示している。図示したター
ビンにおいて、符号40で示すタービンロータは、それ
ぞれの静翼41、43、45及び47と共にロータの様
々な段を形成するバケットを取り付けるそれぞれ第1、
第2、第3及び第4段ロータホイール42、44、46
及び48を有する。具体的には、第2段は、本発明の翼
形部10が第2段静翼43に対向して取り付けられた第
2段ロータホイール44を含む。複数の翼形部10が、
第2段ホイール44の周りに円周方向に互いに間隔を置
いて配置されており、この例では、第2段ホイール44
には50個のバケットが取り付けられていることを理解
されたい。
施形態であると考えられるものに関して説明してきた
が、本発明は、開示した実施形態に限定されるべきでは
ない。なお、特許請求の範囲に記載された符号は、理解
容易のためであってなんら発明の技術的範囲を実施例に
限縮するものではない。
た翼形部、シャンク及びダブテールを含むタービンバケ
ットの側面図。
視図。
視図。
図。
図。
ンホイールを有するタービンの概略図。
Claims (7)
- 【請求項1】 任意の翼形部表面位置に垂直な方向に±
4.064mm(0.160インチ)以内のエンベロープのバケット翼
形部形状(10)を有し、該翼形部(10)は、表Iに
インチで記載されたデカルト座標のX、Y及びZ値にほ
ぼ一致する被覆されていない基準輪郭を有しており、こ
こで、Zはタービン中心線からの半径に垂直でかつ前記
X及びY値を含む平面からの垂直距離であり、前記Z値
は前記翼形部(10)の半径方向最内側の空気力学的セ
クションおける前記X、Y平面内のゼロ点から始まり、
またX及びYは各距離Zにおける前記翼形部輪郭を定め
る座標値であり、前記Z距離における前記輪郭は互いに
滑らかに結合されて完全な前記翼形部形状を形成するこ
とを特徴とするタービンバケット(17)。 - 【請求項2】 表Iにインチで記載されたデカルト座標
のX、Y及びZ値にほぼ一致する被覆されていない基準
翼形部輪郭を有し、ここで、Zはタービン中心線からの
半径に垂直でかつ前記X及びY値を含む平面からの垂直
距離であり、前記Z値は前記翼形部の半径方向最内側の
空気力学的セクションにおける前記X、Y平面内のゼロ
点から始まり、またX及びYは各Z距離における前記翼
形部輪郭を定める座標値であり、前記Z距離における前
記輪郭は互いに滑らかに結合されて完全な前記翼形部バ
ケット輪郭を形成し、 前記X、Y及びZ値は、同一の定数又は数値の関数とし
て尺度を変えられて、拡大又は縮小されたバケット翼形
部を得る、ことを特徴とするタービンバケット。 - 【請求項3】 タービンの第2段の一部を形成すること
を特徴とする、請求項1又は請求項2に記載のタービン
バケット。 - 【請求項4】 複数のバケット(17)を有するタービ
ンホイールを含むタービンであって、前記バケットの各
々は、任意のバケット翼形部表面位置に垂直な方向に±
4.064mm(0.160インチ)以内のエンベロープの翼形部形状
を有し、該翼形部は、表Iにインチで記載されたデカル
ト座標のX、Y及びZ値にほぼ一致する被覆されていな
い基準輪郭を有しており、ここで、Zはタービン中心線
からの半径に垂直でかつ前記X及びY値を含む平面から
の垂直距離であり、前記Z値は前記翼形部の半径方向最
内側の空気力学的セクションおける前記X、Y平面内の
ゼロ点から始まり、またX及びYは各距離Zにおける前
記翼形部輪郭を定める座標値であり、前記Z距離におけ
る前記輪郭は互いに滑らかに結合されて完全な前記翼形
部形状を形成することを特徴とするタービン。 - 【請求項5】 複数のバケット(17)を有するタービ
ンホイール(42、44、46、48)を含むタービン
であって、前記バケットの各々は、 表Iにインチで記載されたデカルト座標のX、Y及びZ
値にほぼ一致する被覆されていない基準翼形部輪郭を有
し、ここで、Zはタービン中心線からの半径に垂直でか
つ前記X及びY値を含む平面からの垂直距離であり、前
記Z値は前記翼形部の半径方向最内側の空気力学的セク
ションにおける前記X、Y平面内のゼロ点から始まり、
またX及びYは各Z距離における前記翼形部輪郭を定め
る座標値であり、前記Z距離における前記輪郭は互いに
滑らかに結合されて完全な前記翼形部形状を形成し、 前記X、Y及びZ値は、同一の定数又は数値の関数とし
て尺度を変えられて、拡大又は縮小されたバケット翼形
部を得る、ことを特徴とするタービン。 - 【請求項6】 前記タービンホイール(44)は、前記
タービンの第2段を含むことを特徴とする、請求項4又
は請求項5に記載のタービン。 - 【請求項7】 前記タービンホイールは、50個のバケ
ットを有しており、またXは該タービンホイールの回転
軸線に平行な距離を表わすことを特徴とする、請求項4
又は請求項5に記載のタービン。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US09/987,433 US6558122B1 (en) | 2001-11-14 | 2001-11-14 | Second-stage turbine bucket airfoil |
US09/987433 | 2001-11-14 |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2003184503A true JP2003184503A (ja) | 2003-07-03 |
Family
ID=25533254
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2002328986A Pending JP2003184503A (ja) | 2001-11-14 | 2002-11-13 | 第2段タービンバケットの翼形部 |
Country Status (4)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US6558122B1 (ja) |
EP (1) | EP1312755A3 (ja) |
JP (1) | JP2003184503A (ja) |
KR (1) | KR100901905B1 (ja) |
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9016560B2 (en) | 2013-04-15 | 2015-04-28 | General Electric Company | Component identification system |
Families Citing this family (53)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US6685434B1 (en) * | 2002-09-17 | 2004-02-03 | General Electric Company | Second stage turbine bucket airfoil |
US6715990B1 (en) * | 2002-09-19 | 2004-04-06 | General Electric Company | First stage turbine bucket airfoil |
US6722851B1 (en) * | 2003-03-12 | 2004-04-20 | General Electric Company | Internal core profile for a turbine bucket |
US6736599B1 (en) * | 2003-05-14 | 2004-05-18 | General Electric Company | First stage turbine nozzle airfoil |
US6854961B2 (en) * | 2003-05-29 | 2005-02-15 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
US6808368B1 (en) * | 2003-06-13 | 2004-10-26 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
US6769879B1 (en) * | 2003-07-11 | 2004-08-03 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
US6884038B2 (en) * | 2003-07-18 | 2005-04-26 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
US6866477B2 (en) * | 2003-07-31 | 2005-03-15 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine nozzle |
US6857855B1 (en) * | 2003-08-04 | 2005-02-22 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
US6881038B1 (en) * | 2003-10-09 | 2005-04-19 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine bucket |
US7094034B2 (en) * | 2004-07-30 | 2006-08-22 | United Technologies Corporation | Airfoil profile with optimized aerodynamic shape |
US7186090B2 (en) * | 2004-08-05 | 2007-03-06 | General Electric Company | Air foil shape for a compressor blade |
ITMI20041804A1 (it) * | 2004-09-21 | 2004-12-21 | Nuovo Pignone Spa | Pala di un rutore di un primo stadio di una turbina a gas |
US20060216144A1 (en) | 2005-03-28 | 2006-09-28 | Sullivan Michael A | First and second stage turbine airfoil shapes |
CA2633319C (en) * | 2005-12-29 | 2013-02-19 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | First stage turbine airfoil |
US7632072B2 (en) * | 2005-12-29 | 2009-12-15 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Third stage turbine airfoil |
CA2633334C (en) * | 2005-12-29 | 2014-11-25 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Airfoil for a first stage nozzle guide vane |
US7722329B2 (en) * | 2005-12-29 | 2010-05-25 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Airfoil for a third stage nozzle guide vane |
CA2633337C (en) * | 2005-12-29 | 2014-11-18 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Airfoil for a second stage nozzle guide vane |
CA2634738C (en) * | 2005-12-29 | 2013-03-26 | Rolls-Royce Power Engineering Plc | Second stage turbine airfoil |
US7329092B2 (en) * | 2006-01-27 | 2008-02-12 | General Electric Company | Stator blade airfoil profile for a compressor |
US7329093B2 (en) * | 2006-01-27 | 2008-02-12 | General Electric Company | Nozzle blade airfoil profile for a turbine |
ITMI20060340A1 (it) * | 2006-02-27 | 2007-08-28 | Nuovo Pignone Spa | Pala di un rotore di un secondo stadio di un compressore |
US7306436B2 (en) * | 2006-03-02 | 2007-12-11 | Pratt & Whitney Canada Corp. | HP turbine blade airfoil profile |
US7396211B2 (en) * | 2006-03-30 | 2008-07-08 | General Electric Company | Stator blade airfoil profile for a compressor |
US7467926B2 (en) * | 2006-06-09 | 2008-12-23 | General Electric Company | Stator blade airfoil profile for a compressor |
US7581930B2 (en) * | 2006-08-16 | 2009-09-01 | United Technologies Corporation | High lift transonic turbine blade |
US7611326B2 (en) * | 2006-09-06 | 2009-11-03 | Pratt & Whitney Canada Corp. | HP turbine vane airfoil profile |
US7572105B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-08-11 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7566202B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-07-28 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7572104B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-08-11 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7513748B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-07 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7510378B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-03-31 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7517197B2 (en) * | 2006-10-25 | 2009-04-14 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7497663B2 (en) * | 2006-10-26 | 2009-03-03 | General Electric Company | Rotor blade profile optimization |
US7568892B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-08-04 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7497665B2 (en) * | 2006-11-02 | 2009-03-03 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor |
US7854695B2 (en) * | 2006-11-24 | 2010-12-21 | Clinical Technology (Nz), Ltd. | Exercise and therapeutic apparatus |
US7559748B2 (en) * | 2006-11-28 | 2009-07-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | LP turbine blade airfoil profile |
US8457084B2 (en) * | 2006-12-20 | 2013-06-04 | Airvana Llc | Communication group configuration in a network |
US8100648B2 (en) * | 2009-01-28 | 2012-01-24 | Carr Fred K | Submersible rotor design |
US7988424B2 (en) * | 2009-03-25 | 2011-08-02 | General Electric Company | Bucket for the last stage of a steam turbine |
US8602740B2 (en) | 2010-09-08 | 2013-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine vane airfoil |
US8393870B2 (en) | 2010-09-08 | 2013-03-12 | United Technologies Corporation | Turbine blade airfoil |
US8591193B2 (en) * | 2011-02-25 | 2013-11-26 | General Electric Company | Airfoil shape for a compressor blade |
US8714930B2 (en) | 2011-09-12 | 2014-05-06 | General Electric Company | Airfoil shape for turbine bucket and turbine incorporating same |
US8845296B2 (en) | 2011-09-19 | 2014-09-30 | General Electric Company | Airfoil shape for turbine bucket and turbine incorporating same |
US9011101B2 (en) * | 2011-11-28 | 2015-04-21 | General Electric Company | Turbine bucket airfoil profile |
US10502066B2 (en) | 2015-05-08 | 2019-12-10 | United Technologies Corporation | Turbine engine component including an axially aligned skin core passage interrupted by a pedestal |
US10323524B2 (en) * | 2015-05-08 | 2019-06-18 | United Technologies Corporation | Axial skin core cooling passage for a turbine engine component |
US10480323B2 (en) | 2016-01-12 | 2019-11-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine blade airfoil profile |
US10753210B2 (en) * | 2018-05-02 | 2020-08-25 | Raytheon Technologies Corporation | Airfoil having improved cooling scheme |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US5299915A (en) | 1992-07-15 | 1994-04-05 | General Electric Corporation | Bucket for the last stage of a steam turbine |
US5267834A (en) | 1992-12-30 | 1993-12-07 | General Electric Company | Bucket for the last stage of a steam turbine |
US5980209A (en) | 1997-06-27 | 1999-11-09 | General Electric Co. | Turbine blade with enhanced cooling and profile optimization |
US6461110B1 (en) | 2001-07-11 | 2002-10-08 | General Electric Company | First-stage high pressure turbine bucket airfoil |
US6398489B1 (en) | 2001-02-08 | 2002-06-04 | General Electric Company | Airfoil shape for a turbine nozzle |
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 |
-
2001
- 2001-11-14 US US09/987,433 patent/US6558122B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2002
- 2002-11-07 EP EP02257735A patent/EP1312755A3/en not_active Withdrawn
- 2002-11-13 KR KR1020020070234A patent/KR100901905B1/ko not_active IP Right Cessation
- 2002-11-13 JP JP2002328986A patent/JP2003184503A/ja active Pending
Cited By (1)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US9016560B2 (en) | 2013-04-15 | 2015-04-28 | General Electric Company | Component identification system |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
KR100901905B1 (ko) | 2009-06-10 |
KR20030040118A (ko) | 2003-05-22 |
EP1312755A3 (en) | 2004-09-01 |
US6558122B1 (en) | 2003-05-06 |
EP1312755A2 (en) | 2003-05-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
JP2003184503A (ja) | 第2段タービンバケットの翼形部 | |
KR100871195B1 (ko) | 터빈 버킷과 터빈 | |
KR100871196B1 (ko) | 터빈 노즐 및 이를 포함하는 터빈 | |
KR100814166B1 (ko) | 터빈 버킷 및 터빈 | |
KR100838894B1 (ko) | 터빈 버킷 및 터빈 | |
US6450770B1 (en) | Second-stage turbine bucket airfoil | |
KR100880293B1 (ko) | 버켓 에어포일을 포함한 터빈 버켓과, 터빈 휠을 포함한터빈 | |
US6474948B1 (en) | Third-stage turbine bucket airfoil | |
US6910868B2 (en) | Airfoil shape for a turbine bucket | |
US6779980B1 (en) | Airfoil shape for a turbine bucket | |
US6503059B1 (en) | Fourth-stage turbine bucket airfoil | |
US6722852B1 (en) | Third stage turbine bucket airfoil | |
US6881038B1 (en) | Airfoil shape for a turbine bucket | |
KR101338585B1 (ko) | 에어포일 및 압축기 및 고정자 조립체 | |
JP2004108369A (ja) | 第1段階タービンバケット翼形部 | |
EP1482125A2 (en) | Airfoil shape for a turbine bucket | |
US20050031453A1 (en) | Airfoil shape for a turbine bucket | |
JP2004534922A (ja) | 第3段タービンノズル翼形部 | |
JP2007198386A (ja) | 圧縮機用静翼エーロフォイル輪郭 | |
JP2001132696A (ja) | 狭ウェスト部を有する静翼 | |
KR100865186B1 (ko) | 터빈 버킷 및 터빈 | |
JP2005061413A (ja) | タービンバケットの先端シュラウド端縁輪郭 | |
US6893210B2 (en) | Internal core profile for the airfoil of a turbine bucket |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20050929 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20080318 |
|
A601 | Written request for extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A601 Effective date: 20080618 |
|
A602 | Written permission of extension of time |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A602 Effective date: 20080623 |
|
A521 | Written amendment |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A523 Effective date: 20080918 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20090324 |