JP2007508486A - 中空タービンブレードの強化 - Google Patents
中空タービンブレードの強化 Download PDFInfo
- Publication number
- JP2007508486A JP2007508486A JP2006534549A JP2006534549A JP2007508486A JP 2007508486 A JP2007508486 A JP 2007508486A JP 2006534549 A JP2006534549 A JP 2006534549A JP 2006534549 A JP2006534549 A JP 2006534549A JP 2007508486 A JP2007508486 A JP 2007508486A
- Authority
- JP
- Japan
- Prior art keywords
- blade
- recess
- airfoil
- trailing edge
- extending
- 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
- 238000005728 strengthening Methods 0.000 title 1
- 230000003014 reinforcing effect Effects 0.000 claims abstract description 32
- 238000000034 method Methods 0.000 claims abstract description 12
- 238000005452 bending Methods 0.000 claims description 33
- 230000002265 prevention Effects 0.000 claims 1
- 239000007789 gas Substances 0.000 description 13
- 238000005259 measurement Methods 0.000 description 5
- 239000000446 fuel Substances 0.000 description 4
- 239000000567 combustion gas Substances 0.000 description 3
- 230000000694 effects Effects 0.000 description 3
- 230000002411 adverse Effects 0.000 description 2
- 238000005266 casting Methods 0.000 description 2
- 238000002347 injection Methods 0.000 description 2
- 239000007924 injection Substances 0.000 description 2
- 239000007787 solid Substances 0.000 description 2
- 230000004323 axial length Effects 0.000 description 1
- 230000009286 beneficial effect Effects 0.000 description 1
- 238000002485 combustion reaction Methods 0.000 description 1
- 238000004891 communication Methods 0.000 description 1
- 238000013461 design Methods 0.000 description 1
- 239000012530 fluid Substances 0.000 description 1
- 238000012986 modification Methods 0.000 description 1
- 230000004048 modification Effects 0.000 description 1
- 230000002787 reinforcement Effects 0.000 description 1
Images
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
- F01D5/16—Form or construction for counteracting blade vibration
-
- 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
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/20—Rotors
- F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2260/00—Function
- F05D2260/96—Preventing, counteracting or reducing vibration or noise
-
- 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
- Y10S416/50—Vibration damping features
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
ガスタービンエンジンのローターブレードを強化すること、またはブレードの固有振動数を増加させることの少なくとも一方のための装置および方法を提供する。ブレードはブレード内へ半径方向内側に延在するリセスを有する。補強要素は、リセス内のブレードの先端部においてより大きなブレード翼弦を許容するように選択された位置に設けられる。
Description
本発明の分野は、一般的にガスタービンエンジンに関し、特にそのタービンブレード等の中空ローターブレードに関する。
図1Aに図示された中空のタービンブレード10は、一般的に、エアフォイル状の胴体部12を含み、該エアフォイル状胴体部12は、先端部14とローター部16との間で半径方向に延在し、前縁18と後縁20との間で軸方向に延在する。タービンブレード10は、たとえば「モミの木」状のアタッチメント(図示せず)によってローターディスク22に取り付けられている。ポケットつまりリセス30は、中実のブレード胴体部12の先端部14に設けられている。ブレードクリープ測定に用いるために、クリープピン32を任意選択で設けてもよい。正確な測定が行えるように、クリープピン32は先端部14の近く、且つ、ポケットつまりリセス30の最も幅の広い軸方向位置に、すなわち、ポケットの前縁側に向かって配置されており、これによって適切な測定ツールによるアクセスが容易となる。
ポケットつまりリセス30が存在することにより、ブレード10の曲げ剛性およびねじり剛性の両方が低下し、また、ブレード10のさまざまな振動および曲げモードに悪影響を及ぼすエアフォイル状胴体部12の慣性モーメントが減少する傾向がある。その結果、「二次モードベンディング(bending)」として知られる現象により、大きなブレード翼弦が曲がってしまう。これは、風に旗や帆がなびく現象と若干似ている。したがって、このタイプのブレードの後縁の屈曲の影響を最小限にするため、ブレード翼弦は通常、先端部14の近くの領域20’において短くなっている。基本的に、この問題は、二次モードベンディング(曲げ)の最も影響を受けやすいブレードの一部(つまり、領域20’)を取り除くか、減少させることによって回避される。しかしながら、ブレード翼弦を狭くすることにより、短い翼弦を有するタービンブレードが得る燃焼ガス流からのパワーが少なくなるため、タービンの性能に悪影響が及んでしまう。したがって、中空ブレードの改良が望まれている。
本発明の目的は、ガスタービンエンジンの中空ブレードの改善を提供することである。
本発明の一態様によると、ガスタービンエンジンのローターブレードが提供され、該ローターブレードは、ルート端部から先端部に延在するエアフォイルを備え、ルート端部はエンジンにブレードを固定するための接続器具に取り付けられ、エアフォイルは、前縁と、後縁と、外周と、を有し、該外周は、それぞれ前縁から後縁まで延在する圧力側と負圧側によって画定される。さらに、該ローターブレードは、先端部からルート端部に向かって延在するエアフォイルに画定されたリセスを備え、該リセスは、エアフォイルの圧力側および負圧側に対応する第1および第2の側を有する。さらに、該ローターブレードは、リセス内に配置されるとともに、第1の側から第2の側まで延在する少なくとも1つの補強要素を備え、該要素は、使用時にリセス内の要素の位置によってブレードの後端の曲げを最小限に抑えるように適合されたリセス内の位置に配置される。
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジンのローターブレードが提供される。該ローターブレードは、ルート端部から先端部に延在するエアフォイルを備え、ルート端部は、エンジンにブレードを固定するための接続器具に取り付けられ、エアフォイルは、前縁と、後縁と、外周と、を有し、該外周は、それぞれ前縁から後縁まで延在する圧力側と負圧側によって画定される。さらに、該ローターブレードは、先端部からルート端部に向かって延在するエアフォイルに画定されたリセスを備え、該リセスは、エアフォイルの圧力側および負圧側に対応する第1および第2の側を有する。リセスは、最も幅の広い部分を有し、該最も幅の広い部分は、第1の側と第2の側との間における最も幅の広い垂直距離を有する部分である。さらに、該ローターブレードは、リセス内に配置されるとともに、第1の側から第2の側まで延在する少なくとも1つの補強要素を備え、該要素は、前記最も幅の広い部分の後方でリセス内に配置される。
本発明の別の態様によれば、ガスタービンエンジンの中空ローターブレードの後縁部における二次モードベンディング(曲げ)を阻止する方法が提供される。中空ブレードは、その先端部に画定されたリセスを有し、該リセスは、ルート端部に向かってブレード内に延在する。上記方法は、所望のブレード形状を提供するステップと、ブレード形状の少なくともひとつの二次モードベンディング特性を決定するようにその形状を分析するステップと、ブレードのリセス内の選択された位置に補強要素を設けるステップと、を含み、前記選択された位置は、要素がブレードの後縁部分における二次モードベンディングを最小限にするように適合された位置である。
補強要素は、好ましくは、リセスを横切って延在し、両端部がブレードの胴体部の各側に固定される強化ピンからなる。
本発明は、ローターブレード、特に、タービンブレードを改善する簡単な方法と構造を有利に提供する。該タービンブレードは、後縁の二次モードベンディングを最小限に抑えるとともにブレード性能を最大にするために、前記先端部のブレード翼弦が最大となるように、ブレードの先端部に開口するリセスを有する。
本発明の性質を一般的に示したが、添付の図面を参照して、好ましい実施例を例として示す。
図2はガスタービンエンジン100の一例を示し、該ガスタービンエンジン100は、長手方向中央軸112を中心とした直列の流体連通関係において、ファンブレード114を有するファンと、低圧コンプレッサー116と、高圧コンプレッサー118と、燃焼器120と、高圧および低圧タービン122、124と、を含む。該高圧および低圧タービン122、124は、本発明の一実施例によるタービンブレードを備えており、以下に詳細に説明する。低圧タービン124は、第1のローターシャフト126により低圧コンプレッサー116およびファンブレード114に動作可能に接続され、高圧タービン122は、第2のローターシャフト128により高圧コンプレッサー118に動作可能に接続される。燃料噴射手段130は、エンジン100に動力を供給するために燃焼器120に燃料を選択的に噴射するように設けられている。
環状ケーシング132は、低圧および高圧コンプレッサー116、118、燃焼器120および高圧および低圧タービン122、124を取り囲み、それらを通って軸方向に延在する主要空気流通路138を形成する。ナセル134は、ファンブレード114とケーシング132を取り囲み、バイパスダクト136を画定する。このようにして、主要流路138に流入する空気流の一部は、低圧および高圧コンプレッサー116、118によって圧縮され、燃焼器120における燃焼のために燃料噴出手段130によって噴出される燃料と混合される。燃焼器120から流出する燃焼ガスは、高圧および低圧タービン122、124を駆動し、その後、エンジン100から排出される。ファンブレード114によって圧縮された空気流の一部は、バイパスダクト136を通って流れ、エンジン100から排出される。図3A〜図3Cは、図2において符号3で示された本発明の高圧タービン部122の詳細を図示する。符号10で示された、本発明によるタービンブレードは、一般的に、エアフォイル状胴体部12を含み、該エアフォイル状胴体部12は、先端部14とローター部つまりルート端部16との間で半径方向に延在し、前縁18と後縁20との間で軸方向に延在する。エアフォイル胴体部12は、前縁18と後縁20との間でそれぞれ延在する圧力側17および負圧側19を有する。タービンブレード10は、例えば、ルート端部16に隣接するブレードに設けられた「モミの木」状の取付装置(図示せず)によってローターディスク22に取り付けられている。セグメント化されたシュラウドアセンブリ26として通常形成されるガスタービンシュラウドにより、流路28の半径方向外側の境界が構成される。流路28は、図2の主要流路138の一部である。ブレード10の先端部14に開口部が画定され、これにより、先端部14からルート端部16に向かって中実のブレード胴体部12内に半径方向内側に延在するリセス30が形成される。リセス30は、一般的に、ブレードの全高(すなわち、ルート端部16と先端部14との間の距離)の少なくとも25%、さらに好ましくはブレード高さの約50%から75%までブレード内に延在してもよい。リセスは、圧力側17および負圧側19にそれぞれ対応する側13,15を有する。
クリープピン32は、ブレード10のクリープ伸びの測定に用いるためにリセス30に任意選択で設けられてもよい。クリープピン32は、半径方向位置では先端部14付近に、かつ軸方向ではリセス30の最も幅の広い部分において配置されており、これによって、クリープ測定が容易になる。(リセス内の他の場所にクリープピンが配置されていると、測定のためにピンにアクセスすることができなくなり、その目的を果たせなくなる。)リセス30の最も広い部分は、エアフォイルの最も広い部分に相当するとともに、翼弦のセンターライン40の前方に位置する。翼弦のセンターライン40は前縁18と後縁20との中間に位置する。
本発明によれば、補強要素、この場合、強化ピン34は、該ピンによりブレード10の後縁の二次モードベンディング(曲げ)が最小限となるように選択されたブレードの所定の位置において、ブレード10のリセス30に設けられる。この要素により、中空のブレードの形状に対して剛性が付与されるとともに、負荷のかかっていない形状にブレードが維持され、これにより、二次モードベンディングを引き起こす運転上の力に抵抗する。しかしながら、この目的を達成するためには、この要素の配置が重要となる。
次に、図3B〜図3Cを参照すると、強化ピン34は、好ましくはリセスの上方かつ後部に配置され(この部分は、二次モードベンディングの影響を受けやすいブレードの部分であるため)、ブレード10のリセス30の内側の側13から側15までリセス30を横切って延在する。説明のために、図3Cに示されたように、リセス30を、翼弦センターライン40の両側の2つと、ポケット中線42の両側の2つと、からなる4つの象限に分割する。長さLは、リセス30の開口部の軸方向の長さである。深さDは、リセス30の開口部が画定された先端部14からリセス30の底部の最も深い点dまでを測定した深さである。最も深い点dは、必ずしもリセス30の底部の中央にある必要はなく、リセス30の形状によって異なる。中線42は、先端部14と最も深い点dとの中間点であって、これによりリセスが二等分される。上述したように、深さDは、ブレード10の高さの少なくとも25%、好ましくはブレード10の高さの約50%、および75%と同程度、もしくはそれ以上であってもよい。
上述したように、リセス30内の強化ピン34の位置は、その後縁に隣接するエアフォイルの二次モード縁部ベンディングを最小限に抑えるように決定され、そのため、ブレードに対するピン34の正確な位置は、エアフォイル胴体部12の特定の形状およびリセス30の形状によって影響を受ける。再び図1Aを参照すると、二次モードベンディングの影響を最も受けやすい領域は、ブレードの領域20’およびそれに隣接した部分であり、その理由としては、ブレードが最もたわみやすく、エアフォイル翼弦の最も薄い部分であり、かつルート端部16に隣接したプラットフォームに対するエアフォイルの接続部分から離れているためである。したがって、再び図3Cを参照すると、曲げ、特に、二次モードベンディング(曲げ)の影響を最も受けやすい領域は、象限38であり、したがって、この領域が、本発明によるピン34の配置によって最も利益を受ける。上述の教示から考えると、象限38は二次モードベンディングの影響を最も受けやすいブレードの領域に概ね相当することは理解されるであろう。
したがって、ピン34は象限38に配置される。強化ピン34がブレード10のリセス30内にそのように設けられると、後縁の二次モードベンディングが効果的に最小限に抑えられる。したがって、上述した従来例のように、曲げを制御するように先端部におけるブレードの翼弦を必ずしも短くする必要はなくなる。よって、図1Aに示されたように後縁20を削除する必要はなくなり、むしろ相対的により直線的に延在させてもよく、これにより、先端部において翼弦が相対的に大きくなるように設計者により設計され得る。また、図1Bと図3Bとの比較から分かるように、リセスつまりポケット30をより大きくすることも可能となる。より大きな翼弦を有するタービンブレード10により、同じエンジン運転条件下でブレードを流れる燃焼ガスからより多くのパワーを得ることができるため、エンジン性能が向上する。また、強化ピン34を加えることにより、以下にさらに記述するように、タービンの全空力学的特性の改善に望ましいブレード10の固有振動数が増す。
しかし、クリープピン32は、ポケット30内で相対的に前方に位置しており、二次モードベンディングが主に問題となる領域から離れて位置しているので、二次モードベンディングを軽減する効果はより低いことを当業者であればすぐに理解されるであろう。しかし、有利なことには、強化ピン34は、二次モードベンディングなどの曲げを減少、理想的には完全に防ぐように配置される。
ブレード10は、単一のブレード部を形成するように鋳造法によって製造されることが好ましく、高速かつ高温の条件下での信頼性が高い運転が促進されるため、ピン34をブレードと一体的に設けることが好ましい。
本発明による2つ以上の補強要素を用いてもよく、付加的な重量を最小限に抑えながら、ブレードの固有振動数を増加させるように有利に用いられ得ることが本発明者により分かっている。リセス30の任意の位置に補強部材を加えることは、通常ブレード10の固有振動数および曲げ強度に影響するが、第二のまたはそれ以上の補強要素を加える効果は、ブレードの設計に応じた所定位置において最大となる。したがって、補強要素の数および第一の補強要素の位置が決定されると、その後に続く要素の各々の位置は、好ましくは、ブレードの固有振動数を最大限まで増大させるように選択される。また、好ましくは、そのような付加的な要素も象限38に配置されることが発明者により意図されている。
図4においては、本発明の別の実施例が図示されており、ブレード10’は、図3Aおよび図3Bにおけるブレード10と同様であって、同じ符号で同様の部品や特徴部を示しているため、ここでは重複して説明しない。図3Aおよび図3Bの実施例と対比させて参照すると、リセス30’は、(従来技術と比べて)相対的により大きな開口部を先端部14に有する。第2の補強要素(この場合、ピン42と同様のピン44)が追加される。第2の強化ピン44を追加することにより所定のレベル以上にブレード10’の固有振動数が有利に増大して、ブレード10の性能が向上するように、第2の強化ピン44の位置が選択されることが望ましい。
さらに、所望のようにブレード10’の曲げ強度をさらに増加させるとともに、固有振動数を増大させるために、さらなる補強要素をブレード10’のリセス30’に追加してもよい。これらの問題の一方、またはこれらの問題の両方を一緒に解決するために、1つまたは複数の要素を設けてもよい。
本発明の好ましい実施例を説明する例としてタービンブレードを用いてきたが、この方法を他の中空ローターブレードに適用してもよい。本発明の一例として強化ピンを用いてきたが、前述の強化ピンと同様の結果を実質的に実現する他の構造の要素(例えば、ピンの形状を備えていない、非円形の断面形状を有する要素)を用いてもよい。円筒形状は、要素の重量を減少し、鋳造を容易にするため好ましい。短いカウルナセルを有するターボファンガスタービンエンジンを、本発明の環境を説明する例として用いているが、他の型式のガスタービンエンジンであっても本発明によるローターブレードの使用に適している。当業者であればガスタービン分野以外の他の用途が明らかであろう。
したがって、本発明の上述した実施例に対する修正および改善が、当業者に明らかとなるであろう。上記説明は、限定的なものではなく、むしろ例示を目的とするものである。したがって、本発明の範囲は、添付の特許請求の範囲の範囲によってのみ限定されることを意図している。
Claims (11)
- ガスタービンエンジンのローターブレードであって、前記ローターブレードは、
ルート端部から先端部に延在するエアフォイルであって、前記ルート端部が、前記エンジンに前記ブレードを固定する接続器具に取り付けられ、前記エアフォイルが、前縁、後縁および外周を有し、前記外周が、前記前縁から前記後縁までそれぞれ延在する圧力側および負圧側により画定されるエアフォイルと、
前記先端部から前記ルート端部に向かって延在する前記エアフォイルに画定されたリセスであって、前記リセスが、前記エアフォイルの前記圧力側および前記負圧側に対応する第1の側および第2の側を有するリセスと、
前記リセス内に配置されるとともに、前記第1側から前記第2側まで延在する少なくとも1つの補強要素であって、使用時に前記リセス内の前記要素の位置によって前記ブレードの後縁の曲げを最小限に抑えるように適合された所定の位置において前記リセス内に配置される補強要素と、
を備えるローターブレード。 - 前記補強要素が、強化ピンからなることを特徴とする請求項1に記載のローターブレード。
- 前記リセスが、前記先端部と前記ルート端部との間の距離の少なくとも50%まで前記エアフォイル内に延在することを特徴とする請求項1に記載のローターブレード。
- 前記リセスの第1側および第2側が、リセス前縁側からリセス後縁側まで延在し、前記要素が、前記リセス前縁側よりも前記リセス後縁側の近くに位置することを特徴とする請求項1に記載のローターブレード。
- 前記第1側から前記第2側まで前記リセスを横切って延在する少なくとも第2の要素を備えることを特徴とする請求項1に記載のローターブレード。
- 前記第2のピンが、前記ブレードの固有振動数を増大させるように前記リセス内に選択的に配置されることを特徴とする請求項13に記載のローターブレード。
- ガスタービンエンジンのローターブレードであって、前記ローターブレードは、
ルート端部から先端部に延在するエアフォイルであって、前記ルート端部が、前記エンジンに前記ブレードを固定する接続器具に取り付けられ、前記エアフォイルが、前縁、後縁および外周を有し、前記外周が、前記前縁から前記後縁までそれぞれ延在する圧力側および負圧側により画定されるエアフォイルと、
前記先端部から前記ルート端部に向かって延在する前記エアフォイル内に画定されたリセスであって、前記リセスが、前記エアフォイルの前記圧力側および前記負圧側に対応する第1の側および第2の側を有し、前記リセスが、最も幅の広い部分を有し、前記最も幅の広い部分が、前記第1側と前記第2側との間における最も幅の広い垂直距離を有する部分であるリセスと、
前記リセス内に配置されるとともに、前記第1側から前記第2側まで延在する少なくとも1つの補強要素であって、前記最も幅の広い部分の後方で前記リセス内に配置される補強要素と、
を備えるローターブレード。 - ガスタービンエンジンの中空ローターブレードの後縁部分における二次モードベンディングを阻止する方法であって、前記中空ブレードは、前記ブレードの先端部に画定されたリセスを有し、前記リセスは、ルート端部に向かって前記ブレード内に延在し、
前記方法は、
所望のブレード形状を提供するステップと、
前記ブレード形状の少なくとも1つの二次モードベンディング特性を決定するように前記形状を分析するステップと、
前記ブレードの選択された位置において前記ブレードの前記リセス内に補強要素を設けるステップと、
を含み、
前記要素によって前記ブレードの前記後縁部分における二次モードベンディングが最小限になるように、前記選択された位置が適合されることを特徴とする二次モードベンディング阻止方法。 - 前記補強要素が、前記リセスを横切って延在する強化ピンからなることを特徴とする請求項8に記載の方法。
- 前記選択された位置が、ブレード前縁よりもブレード後縁に近く、前記選択された位置が、前記ルート端部よりも前記ブレード先端部の近くに位置することを特徴とする請求項8に記載の方法。
- 前記リセス内に少なくとも第2の要素を設けるステップをさらに含み、前記第2の要素が、前記リセスを横切って延在し、前記第2の要素が、第2の選択された位置に設けられ、前記第2の選択された位置が、前記ブレードの固有振動数を増大させるように適合されることを特徴とする請求項8に記載の方法。
Applications Claiming Priority (2)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US10/685,707 US7001150B2 (en) | 2003-10-16 | 2003-10-16 | Hollow turbine blade stiffening |
PCT/CA2004/001023 WO2005035947A1 (en) | 2003-10-16 | 2004-07-19 | Hollow turbine blade stiffening |
Publications (1)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
JP2007508486A true JP2007508486A (ja) | 2007-04-05 |
Family
ID=34435408
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
JP2006534549A Pending JP2007508486A (ja) | 2003-10-16 | 2004-07-19 | 中空タービンブレードの強化 |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US7001150B2 (ja) |
EP (1) | EP1673518B1 (ja) |
JP (1) | JP2007508486A (ja) |
CA (1) | CA2542285C (ja) |
DE (1) | DE602004008950T2 (ja) |
WO (1) | WO2005035947A1 (ja) |
Families Citing this family (10)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US7413409B2 (en) | 2006-02-14 | 2008-08-19 | General Electric Company | Turbine airfoil with weight reduction plenum |
US7857588B2 (en) * | 2007-07-06 | 2010-12-28 | United Technologies Corporation | Reinforced airfoils |
US8221083B2 (en) | 2008-04-15 | 2012-07-17 | United Technologies Corporation | Asymmetrical rotor blade fir-tree attachment |
US8282354B2 (en) * | 2008-04-16 | 2012-10-09 | United Technologies Corporation | Reduced weight blade for a gas turbine engine |
US8926289B2 (en) * | 2012-03-08 | 2015-01-06 | Hamilton Sundstrand Corporation | Blade pocket design |
US9617860B2 (en) | 2012-12-20 | 2017-04-11 | United Technologies Corporation | Fan blades for gas turbine engines with reduced stress concentration at leading edge |
US20140255207A1 (en) * | 2012-12-21 | 2014-09-11 | General Electric Company | Turbine rotor blades having mid-span shrouds |
US20150322797A1 (en) * | 2014-05-09 | 2015-11-12 | United Technologies Corporation | Blade element cross-ties |
US10920594B2 (en) | 2018-12-12 | 2021-02-16 | Solar Turbines Incorporated | Modal response tuned turbine blade |
US11168569B1 (en) * | 2020-04-17 | 2021-11-09 | General Electric Company | Blades having tip pockets |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH09280003A (ja) * | 1996-04-16 | 1997-10-28 | Toshiba Corp | ガスタービン冷却動翼 |
US20020162220A1 (en) * | 2001-05-07 | 2002-11-07 | Kevin Updegrove | Method of repairing a turbine blade tip |
Family Cites Families (19)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US2615520A (en) * | 1947-11-26 | 1952-10-28 | Curtiss Wright Corp | Reinforced propeller blade |
US2954208A (en) * | 1953-01-09 | 1960-09-27 | Gen Motors Corp | Air foil section |
US2925996A (en) * | 1955-02-23 | 1960-02-23 | Stalker Corp | Blades for compressors and turbines |
US3310116A (en) * | 1966-02-16 | 1967-03-21 | Mitsui Shipbuilding Eng | Marine propeller |
US3383093A (en) * | 1966-06-23 | 1968-05-14 | Gen Electric | Hollow turbomachinery blades |
US3626580A (en) * | 1968-10-01 | 1971-12-14 | Gen Motors Corp | Method of manufacturing disc brake caliper housings |
US3626568A (en) * | 1969-04-23 | 1971-12-14 | Avco Corp | Method for bonding pins into holes in a hollow turbine blade |
US3761201A (en) * | 1969-04-23 | 1973-09-25 | Avco Corp | Hollow turbine blade having diffusion bonded therein |
US3606580A (en) * | 1969-09-10 | 1971-09-20 | Cyclops Corp | Hollow airfoil members |
BE795073A (fr) * | 1972-03-02 | 1973-05-29 | Gen Electric | Procede pour la fabrication d'aubes creuses |
US4650399A (en) * | 1982-06-14 | 1987-03-17 | United Technologies Corporation | Rotor blade for a rotary machine |
JPS60228705A (ja) | 1984-04-26 | 1985-11-14 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | 中空翼 |
FR2695163B1 (fr) * | 1992-09-02 | 1994-10-28 | Snecma | Aube creuse pour turbomachine et son procédé de fabrication. |
US5328331A (en) * | 1993-06-28 | 1994-07-12 | General Electric Company | Turbine airfoil with double shell outer wall |
US5692881A (en) * | 1995-06-08 | 1997-12-02 | United Technologies Corporation | Hollow metallic structure and method of manufacture |
US5988982A (en) * | 1997-09-09 | 1999-11-23 | Lsp Technologies, Inc. | Altering vibration frequencies of workpieces, such as gas turbine engine blades |
DE19905887C1 (de) * | 1999-02-11 | 2000-08-24 | Abb Alstom Power Ch Ag | Hohlgegossenes Bauteil |
US6033186A (en) * | 1999-04-16 | 2000-03-07 | General Electric Company | Frequency tuned hybrid blade |
US6481972B2 (en) | 2000-12-22 | 2002-11-19 | General Electric Company | Turbine bucket natural frequency tuning rib |
-
2003
- 2003-10-16 US US10/685,707 patent/US7001150B2/en not_active Expired - Lifetime
-
2004
- 2004-07-19 DE DE602004008950T patent/DE602004008950T2/de not_active Expired - Lifetime
- 2004-07-19 EP EP04737958A patent/EP1673518B1/en not_active Expired - Lifetime
- 2004-07-19 WO PCT/CA2004/001023 patent/WO2005035947A1/en active IP Right Grant
- 2004-07-19 JP JP2006534549A patent/JP2007508486A/ja active Pending
- 2004-07-19 CA CA2542285A patent/CA2542285C/en not_active Expired - Fee Related
Patent Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JPH09280003A (ja) * | 1996-04-16 | 1997-10-28 | Toshiba Corp | ガスタービン冷却動翼 |
US20020162220A1 (en) * | 2001-05-07 | 2002-11-07 | Kevin Updegrove | Method of repairing a turbine blade tip |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
EP1673518A1 (en) | 2006-06-28 |
CA2542285C (en) | 2011-06-14 |
DE602004008950D1 (de) | 2007-10-25 |
WO2005035947A1 (en) | 2005-04-21 |
DE602004008950T2 (de) | 2008-06-12 |
US7001150B2 (en) | 2006-02-21 |
US20050084380A1 (en) | 2005-04-21 |
EP1673518B1 (en) | 2007-09-12 |
CA2542285A1 (en) | 2005-04-21 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
US6375419B1 (en) | Flow directing element for a turbine engine | |
US8807951B2 (en) | Gas turbine engine airfoil | |
US6328533B1 (en) | Swept barrel airfoil | |
JP6060145B2 (ja) | 高キャンバ圧縮機ロータブレード | |
US8186962B2 (en) | Fan rotating blade for turbofan engine | |
JP6047141B2 (ja) | 高キャンバーステータベーン | |
CN107829958B (zh) | 带有低部分翼展实度的飞行器风扇 | |
US6899526B2 (en) | Counterstagger compressor airfoil | |
US8573945B2 (en) | Compressor stator vane | |
US9017036B2 (en) | High order shaped curve region for an airfoil | |
JP5038802B2 (ja) | ステータベーン及びそのようなステータベーンを含むガスタービンエンジン組立体 | |
US20110268578A1 (en) | High pitch-to-chord turbine airfoils | |
EP2372096A2 (en) | Composite fan blade dovetail root | |
KR101541435B1 (ko) | 비확개형 압축기 블레이드 | |
JP2007508486A (ja) | 中空タービンブレードの強化 | |
EP1260674A1 (en) | Turbine blade and turbine | |
EP3284928A1 (en) | Method for manufacturing gas turbine | |
US20210372288A1 (en) | Compressor stator with leading edge fillet | |
CN110778367B (zh) | 带有肋的叶片节段 | |
US20200049022A1 (en) | Gas turbine engine mounting arrangement | |
JP2018524514A (ja) | ターボ機械ロータブレード | |
JP2021169819A (ja) | 翼端スキーラ構成 | |
TW202140916A (zh) | 緩衝圍板構形 |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
A621 | Written request for application examination |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A621 Effective date: 20070329 |
|
A131 | Notification of reasons for refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A131 Effective date: 20091104 |
|
A02 | Decision of refusal |
Free format text: JAPANESE INTERMEDIATE CODE: A02 Effective date: 20100330 |