TW446790B - Turbine blade tip with offset squealer - Google Patents
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Description
^4679〇 4 4^7 9 0 A7 __ ___ B7 五、發明說明(1) 本發明由能源部(D Ο E )所頒發之政府合約 DEFC2 1 — 9 5-MC3 1 1 7 6號下之政府支持完 成。政府對本發明具有一些權利。 發明背景 本申請書係有關渦輪機葉片,且特別係有關改善渦輪 機葉片梢間隔特性。 渦輪機引擎包含一壓縮器用以壓縮與燃料混合之空氣 ,並在燃燒器中點燃’以產生燃燒氣體。燃燒氣體流進渦 輪機中,俾由撞擊熱燃燒氣體於一個,或一列葉片轉子組 件上,使燃燒器內所產生之熟能變換爲渦輪機內之機械能 〇 渦輪機引擎之性能及效率受擎內之轉動及固定組成件 間所存在之間隔重大影響。當葉片轉子組及固定組件,諸 如覆罩間之間隔增加時,引擎之效率降低。 — 經濟部智慧財產局員Η消費合作社印製 ------------〇-裝--------訂· (請先閱讀背面之沒意^項再填窝本頁) 故此,引擎之設計者需維持葉片轉子組件及覆:間之 該間隔.(此處稱爲4間隔空隙")於最小,而不干擾轉子 組件之轉動,或影響轉子或覆罩之結構完善。然而,即使 使用複雜之間隔控制方法,間隔空隙不能完全消除。 轉子葉片梢及.相鄰之固定覆罩間之間隔空隙提供一狹 窄之氣流通道於葉片之壓力及吸力面之間*導致熱氣流漏 出,此對葉片氣體動力性能有害。雖不宜有漏氣流產生1 但間隔空隙需應付葉片在操作期間中之整個生長。葉片之 整個生長爲若干生長組成件之產物,包括轉子之熱膨脹, 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS)A4規格(210x 297公釐) -4- 44679η Α7 Β7 經濟部智慧財產局員工消費合作社印製 五、發明說明(2〉 由於轉子普通.較覆罩更難冷卻,導致該膨脹。此冷卻困難 由轉子葉片延伸於相當大之徑向距離上,並包括許多部份 之‘_熱膨脹所造成,而覆罩則爲遠較小巧之組成件。 如上述,梢漏氣流之主要有害之影響在葉片氣體動力 性能上,但次要且較不熟悉之影響則係有關漏氣流所帶之 對流熱轉移。與熱工作氣體接觸之葉片梢處之表面區域代 表葉片上之一額外熱負荷,此與轉移至吸力及壓力面表面 區之熱一起需由葉片內冷卻氣流移去。該額外熱負荷對引 擎性能施加熱動力損害,並降低整個渦輪機性能。 在葉片梢上所產生之熱負荷可重大變化,並損害於葉 片梢耐久性,尤其是尾緣附近之葉片梢區域,此區域難以 由葉片內部冷卻氣流充分冷卻。結果,葉片梢傳統上爲渦 輪機中結構最易受損之區域。葉片梢之結構受損對渦輪機 性能具有嚴動影響。葉片梢上材料之損失增大該間隔空隙 ,增加漏氣流及熱轉移越過葉片梢,且通常加重以上所有 問題。 有許多普通葉片梢設計,用以維持梢帽處葉片之適當 .t 壓力及吸力面氣流表面,並提供與固定覆罩最小之間隔。 並有許多冷卻構造,用以冷卻梢帽,俾獲得葉片之可用壽 命,而無不欲之銹蝕。由於包括葉片梢在內之葉片之冷卻 普通使用來自氣體渦輪機壓縮器之壓縮空氣之一部份,故 該空氣不能用於引擎之燃燒室中燃燒,此降低渦輪機引擎 之整個效率。故此,包含葉片梢在內之葉片之冷卻應由儘 量少之壓縮空氣達成,以減少渦輪機效率至最低程度。然 (請先閱讀背面之注意事項再填寫本頁) 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS)A4規格(210 X 297公釐) 4 4 6 7 9 A7 B7 經濟部智慧財產局員工消費合作社印製 五、發明說明(3 ) 而’渦輪機葉片可由蒸汽等冷卻,並可爲開放管路或封閉 管路冷卻。 '故此1自以上顯然,在本藝中有需要改善渦輪機葉片 梢漏氣流之特性。 發明槪要 一種工業渦輪機組件包含多個轉動葉片部份,與一固 定覆罩成分開之關係'轉動葉片包含一根部份,一翼具有 —壓力側壁及一吸力側壁界定一外周邊,及一梢部份具有 一梢帽。一偏位鳴聲器置於梢帽上。偏位鳴聲器置於向內 離開轉動葉片之外周邊之位置。偏位鳴聲器增加氣流阻力 1並減少熱氣流在特定之壓力差上越過葉片梢部份漏出, 以提高整個渦輪機效率。 附圖簡述 — 圖1爲代表性渦輪機葉片之槪要立視圖; 圖.2爲本發明之一實施例之圖1之梢斷面2 — 2上之 頂平面圖; 圖3爲沿本發明之一實施例之圖2之斷面3 - 3上所 取之渦輪機葉片之部份切開圖 圖4 一 6爲試驗室之連串資料圖,顯示一平坦梢,一 鳴聲器梢,及一本發明之實施例之偏位鳴聲器之梢表面熱 轉移係數分佈,以B t u/h r/f t 2/F爲熱轉移單 位;及 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS)A4規格(210 X 297公釐) -----------裝--------訂. (請先閲讀背面之注意事項再填寫本頁) -6 - 4 467 9 A7 B7 五、發明說明(4 ) 圖7 - 10爲沿本發明之另外實施例之圖2之斷面3 一 3上所取之渦輪機葉片之另外部份切開圖。 經濟部智慧財產局員工消費合作社印製 主要元件對照表 1、1 0 2、1 2 3、 1 4 4、 1 6 5、 1 8 6、 2 0 7、2 2 8,24 9,26 10,28 11.、3 0 12,32 13.50 14,54 15,56 渦輪機組件 轉子葉片部份 外覆罩 內根部份 翼 外梢部份 壓力側壁 吸力側壁 前邊緣 尾邊緣 外梢帽 間隔空隙 偏位鳴聲器 背面階 槽 明之詳細說明 —渦輪機組件1 0包含多個轉子葉片部份1 2 ’及 覆罩1 4同心置於轉子葉片1 2周圍,如顯示於圖1 子葉片部份1 2包含一內根部份]β —蠶1 8,及 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS>A4規格(210 X 297公釐 ----------7^ —裝--------訂· (請先閲讀背面之注意事項再填寫本頁)
-7- 44679 0 A7 -------- B7__ 五、發明說明(5 ) (請先間讀背面之注意事項再填寫本頁) 外梢n!3份2 0.。雖在此以渦輪機組件1 Q說明本發明’但 本發明不限於實施於禍輪機組件。本發明可實施及使用於 許多其他構形上。故此’應明瞭渦輪機組件1 Q爲一示範 組件,其中可實施及利用本發明。 翼1 8向外延伸進入渦輪機之工作媒質流徑路中,在 此’工作媒質氣體施加動力於其表面上。冀i 8包含一壓 力側壁2 2及一反面之吸力側壁2 4 (圖2),在前邊緣 26(圖1)及後邊緣28處連接一起。外梢部份20包 含一外梢帽3 0,如顯示於圖2。 如最佳顯示於圖1 ,外覆罩1 4與梢部份2 0分開, 以界定一間隔空隙3 2於其間。如以上背景部份中所大體 討論’渦輪機之性能及效率受間隔空隙3 2重要影響。通 過間隔空隙3 2之漏氣流量愈大,渦輪機效率愈低,因爲 漏氣流並不施加動力於葉片表面面上,且故此不提供工作 0 -* * 經濟部智慧財產局員工消費合作社印製 依據本發明之一實施例,圖2顯示梢部份2 0 此由 壓力側壁2 2,吸力側壁24,前緣26,後緣28,及 梢帽30界定。葉片部份12 (圖1)之轉動方向由圖2 之箭頭"A 〃大體表示》 —偏位鳴聲器5 0置於梢帽3 0上。偏位鳴聲器5 0 伸進間隔空隙3 2中(圖1 ),俾由製造氣流阻力於其間 ,使漏氣流受阻及轉向。 偏位鳴聲器5 0 (圖2 )提高氣流通過間隔空隙3 2 (圖1 )之阻力,並從而降低在特定壓力差上熱氣流之漏 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS)A4規格(210 x 297公t ) ^46790 A7 __ B7__ 五、發明說明(6) 出,俾提高整個渦輪機效率。 如顯示於圖3 ’偏位鳴聲器5 0之寬度(在最接近壓 力側壁 2 2之部份上由表示,及在最接近吸力側壁 2 4之部份上由〜ί "表示)可改變,以獲得最佳性能, 普通取決於整個渦輪機組件之大小。在一實施例中,寬度 (e) ’ Ci)在約0.02吋至約0.15吋間之範圍 。在一實施例中,例如在飛機引擎渦輪機,寬度(e), (ί )在約0 · 0 2吋至約0 . 〇 5吋間之範圍,及在工 業動力渦輪機,寬度(e) ’ (ί)在約〇.〇5吋至約 ◦ . 150吋間之範圍。寬度(e)及(f)普通相等, 但並非必需。然而,寬度(e) , (f)可在梢帽30之 周邊周圍改變。 偏位鳴聲器5 0之高度(在最接近壓力側壁2 2之部 份上由〃表示’及在最接近吸力側壁2 4之-部份上由 、b "表示)可改變,以獲得最佳性能,普通取決.於整個 渦輪機組件之大小。在一實施例中,高度(a) ,( b ) 經濟部智慧財產局員工消費合作社印製 K n I n n J. I (請先閱讀背面之注意事項再填寫本頁> 在約0.03吋至約0·3吋間之範圍•在一實施例中, 例如,在飛機引擎渦輪機,高度(a ) ,( b )在約 0 . 03吋至約0 _ 100吋間之範圍,及在工業動力渦 輪機,高度(a) ,(b)在約0.05吋至約0.3吋 間之範圍。高度(a ) ’ ( b )普通相等,但並非必需。 然而’高度(a) - (b)可在梢帽30之周邊周圍改變 本紙張尺度適用中®國家楳準(CNS)A4規格(210 X 297公釐) -9- ά4€190 Α7 Β7 經濟部智慧財產局員Η消費合作杜印製 五、發明說明(7) 偏位鳴聲器5 0置於向內離開葉片梢3 〇之外周邊 5 2之位置。偏位鳴聲器5 0形成梢形輪緣,圔牆,或密 封條,此偏離至葉片梢3 0內部。偏位產生一階5 4或棚 圍繞葉片梢3 0之整個周邊。通常沿圓周移行進入葉片壓 力面上之梢空隙3 2中之漏氣流需流過凹下之階5 4,此 包含一分離之氣流區(低熱轉移區)。而且,階5 4亦用 作氣流阻礙元件。 偏位鳴聲器5 0之內偏位置(在最接近圖3中壓力個J 壁2 2之部份上由〃表示’及在最接近吸力側壁2 4 之部份上由表示)可改變,以獲得最佳性能,普通 取決於整個渦輪機組件之大小。在一實施例中,內偏位置 (c) ’ (ci)在約〇.〇5吋至約0.5吋間之範圍。 在一實施例中,例如,在飛機引擎渦輪機,內偏位置(c )’ (d)在約0 · 050吋至約0 . 150吋間之範圍 ’及在動力滑輪機,內偏位置(c ) ,( d )在約. 0.05吋至約0.50吋間之範圍。內偏位置(c), (d) 普通相等,但並非必需。然而,內偏位置(c), (d )可在梢帽3 0之周邊周圍變化。 而且,離開吸力側2 4之氣流需移回越過一背面之階 5 4 ’此包含一分離區。偏位鳴聲器5 0之偏離梢帽3 0 之周邊亦用以減小梢空腔寬度對深度比率,從而提供較低 之空腔地板熱轉移。偏位鳴聲器亦可包含至少一槽5 6接 近後緣2 8 ,供任何梢空腔冷卻劑氣流流出。槽5 6位置 及大小及朝向可視需要改變。吸力面分離階之存在亦可減 i I I I--I----裝 i — (請先Μ讀背面之泫$項再填寫本頁) -5- 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS)A4規格<210 X 297公釐) -10- 經濟部智慧財產局員Η消費合作社印製 A7 B7 _ 五、發明說明(8) 小主氣流中吸.力梢捲起漩渦。 偏位鳴聲器5 0置於葉片之較有效之內部冷卻區上。 故此,自下方更佳冷卻偏位鳴聲器5 0。圖4,5,及6 顯示三構形之外葉片梢之對流熱轉移係數分佈,如由試驗 室規模之測試決定(所有係數以B t u / h r / f t 2 / F爲單位)。此等葉片梢構形各在相等流率,溫度,及梢 間隔之情況下運轉,在幅度上不等於一普通渦輪機葉片。 此等測試模型無內部冷卻。 圖4顯示在一光滑,平坦葉片梢上之熱轉移。由於此 葉片梢無特別機構來減少梢漏氣流,故此測試在梢外表面 上產生最高之熱負荷。 圖5顯示在光滑之葉片梢上之熱轉移,具有加裝之周 邊鳴聲器輪緣,如由粗黑輪廓所示。在鳴聲器輪緣周邊內 ,此葉片梢上之熱轉移在幅度上遠低於無鳴聲器之情形。 加裝鳴聲器輪緣在增加通過梢空隙之漏氣流之阻_力,且從 而減少梢表面上之熱負荷。並未量度鳴聲器輪綠本·身之表 面上之熱轉移,但自其他公佈之文件資料(例如Metzger, 4 D. E.,Bunker,R. S.,及 Chyu,Μ. K.,1 9 8 9,” 窄流 通道中橫槽壁上之空腔熱轉移”,熱轉移雜誌,卷111 ,第73-79頁),此等表面遭遇與鳴聲器周邊內之葉 片梢表面相同或較大之熱轉移程度。由於此鳴聲器輪緣置 於葉片梢之周邊上’故與接收來自葉片之內部冷卻通道之 任何冷卻利益大幅隔離。 圖6顯示具有偏位鳴聲器輪緣之本發明之光滑葉片梢 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS)A4規格(210 X 297公釐) ----------ο-裝--------訂· <請先閱讀背面之注意事項再填寫本頁) -11 - 4 4 6 7 9 0 Δ7 ι\ί - Β7 α d 芏、蔡明說明(9) (請先閱讀背面之注意事項再填寫本頁) 上之熱轉移,.亦由粗黑輪廓近似表示。在此情形中。在偏 位鳴聲器之周邊內之熱轉移幅度甚至低於周邊鳴聲器者, 此導致甚至更爲降低葉片梢之熱負荷。偏位鳴聲器外之區 域中所示之熱轉移程度並不較偏位鳴聲器週邊內之最高程 度爲差。在此情形,由於偏位鳴聲器並非在葉片梢之遠周 邊上,而是在葉片內冷卻通道正上方。此位置大爲提高延 伸之鳴聲器輪緣之冷卻作用,導致降低溫度及增長壽命。 而且,由於氣流再循環區由偏位鳴聲器形成於輪綠周邊外 之區域中,故在鳴聲器輪緣表面上之熱轉移程度預期亦較 周邊鳴聲器輪緣者爲低。 本發明可使用任何適當之製造方法。偏位鳴聲器例如 可與葉片梢或整個葉片一體鑄成,由氣流阻礙器之電子束 焊接於葉片梢,由物理蒸氣沉積材料於葉片梢上,或由硬 焊材料製成。或且,已鑄成過大尺寸之葉片梢可由各種方 法,例如雷射磨削移去材料,從而製造偏位鳴聲器一。 經濟部智慧財產局員工消費合作钍印製 圖7至1 0顯示本發明之偏位鳴聲器之梢冷卻孔之使 用。除內部冷卻外,普通作法爲使冷卻空氣之一部份經由 翼壓力面中之孔,或梢表面中之孔,或此等之合倂轉向至 葉片梢外。此等冷卻孔噴出冷卻劑,用以防止表面受熱氣 體,並提供額外之流體密封作用,以減少氣體漏出。此冷 卻劑可經由偏位鳴聲器輪緣間之孔(圖7 ),或經由此等 孔及偏位鳴聲器輪緣外之周邊區域中之孔(圖8 ),或經 由梢附近之翼表面上之孔(圖9 )噴出。而且,冷卻孔可 設置穿過偏位鳴聲器輪緣,如圖1 0所示,只要孔直徑小 本紙張尺度適用中國國家標準(CNS)A4規格(210 X 297公爱) -12 - 446790 經濟部智慧財產局員Η消費合作社印製 五、發明說明(1Q 於輪緣寬度即可。且應明瞭 位置,及角度。 雖此處已顯示及說明本 藝之人士可想出許多修改及 請專利範圍應涵蓋在本發明 及更改。 主要元件對照表 1 1 0 渦 輪 機 組 2 1 2 轉 子 葉 片 3 1 4 外 覆 罩 4 、 1 6 內 *** 份 5 1 8 翼 6 % 2 0 外梢部 份 7 2 2 壓 力 側 壁 8 、 2 4 吸 力 側 壁 9 、 2 6 刖 邊 緣 1 0 、 2 8 尾 邊 緣 1 1 、 3 〇 外 梢 帽 1 2 、 3 2 間 隔 空 隙 1 3 、 5 0 偏 位 鳴 聲 1 4 5 4 背 面 階 1 5 5 6 槽 件 部份 A7 B7 _ 冷卻孔可爲各種形狀,大小, 發明之僅一些特色,但精於本 更改。故此,應明瞭後附之申 之真正精神內之所有此等修改 (請先閱讀背面之注意事項再填寫本頁) 本紙張尺度適用中困图家楳準(CNS>A4規格(210 X 297公釐) -13 -
Claims (1)
- 446790 A8 E8 C8 D8 六、申請專利範圍 1 .—種渦輪機組件,包含: {請先閎讀背面之注意事項再填寫本頁) 至少一轉子葉片’包含一根部份,一翼具有一壓力側 壁及一吸力側壁界定一外周邊,及一梢部份具有梢帽; —外覆罩,同心設置於該至少一轉子葉片周圍,覆罩 與梢部份聯合界定一間隔空隙於其間;及 —偏位鳴聲器’置於梢部份之梢帽上,其中,該偏位 鳴聲器置於向內離開該至少一轉子葉片之外周邊之位置, 以降低熱氣流經該間隔空隙漏出。 2 .如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,其中 ,該偏位鳴聲器之寬度在約〇 · 02吋至約0 · 1 50吋 間之範圍。 3 .如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,其中 ,該寬度在約0 . 〇 2吋至約0 . 0 5吋間之範圍》 4,如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,其中 ,該S度在約0 . 〇 5吋至約◦. 1 5 0吋間之範-圍。 5 ·如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件·,其中 ’該偏位鳴聲器之高度在約〇.〇3吋至約0.3吋間之 經濟部智慧財產局員工消費合作社印製 範圍。 6 .如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,其中 ,該高度在約0 . 〇 3吋至約0 · 1 〇 0吋間之範圍。 7 .如申請專利範圍第}項所述之渦輪機組件,其中 ,該高度在約0 〇 5吋至約0 · 3吋間之範圍。 8 .如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,其中 ,該偏位鳴聲器之寬度及高度約相等。 本紙俵尺度適用中國國家標準(CNS ) A4規格(210X297公釐J~~' ' " -14 - 4 46790 as C8 D8 六、申請專利乾圍 " 9 ·如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,其中 ,該偏位鳴聲器置於向內離開梢帽之外周邊約0 . 05至 約0 . 5时間之位置。 1 〇 _如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,其 中,該偏位鳴聲器置於約0050至約〇,150吋間 之位置。 1 1 .如申請專利範圍第1項所述之渦輪機組件,另 包含多個散置之梢冷卻孔。 1 2 . —種減少熱氣流經由轉動葉片及固定覆罩間之 間隔空隙漏出之方法,該方法包括步驟: 置一偏位鳴聲器向內離開轉動葉片之外周邊之位置, 以製造一棚包圍葉片之周邊’產生一分離之氣流區及一氣 流阻礙元件’並減少熱氣流經由其中漏出β (請先閱讀背面之注意事項再填寫本頁) 經濟部智惡財產局員工消骨合作社印製 本紙张尺度適用中國國家標準(CNS ) Α4規格(210ΧΜ公f ) -15-
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US6672829B1 (en) | 2002-07-16 | 2004-01-06 | General Electric Company | Turbine blade having angled squealer tip |
US7270519B2 (en) | 2002-11-12 | 2007-09-18 | General Electric Company | Methods and apparatus for reducing flow across compressor airfoil tips |
US20040115059A1 (en) * | 2002-12-12 | 2004-06-17 | Kehl Richard Eugene | Cored steam turbine bucket |
US6779979B1 (en) | 2003-04-23 | 2004-08-24 | General Electric Company | Methods and apparatus for structurally supporting airfoil tips |
US6905309B2 (en) * | 2003-08-28 | 2005-06-14 | General Electric Company | Methods and apparatus for reducing vibrations induced to compressor airfoils |
US6923616B2 (en) * | 2003-09-02 | 2005-08-02 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
US6984112B2 (en) * | 2003-10-31 | 2006-01-10 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine rotor blades |
US7600972B2 (en) * | 2003-10-31 | 2009-10-13 | General Electric Company | Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies |
GB2413160B (en) * | 2004-04-17 | 2006-08-09 | Rolls Royce Plc | Turbine rotor blades |
US7270514B2 (en) | 2004-10-21 | 2007-09-18 | General Electric Company | Turbine blade tip squealer and rebuild method |
US7497664B2 (en) * | 2005-08-16 | 2009-03-03 | General Electric Company | Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils |
US20070237627A1 (en) * | 2006-03-31 | 2007-10-11 | Bunker Ronald S | Offset blade tip chord sealing system and method for rotary machines |
US7513743B2 (en) * | 2006-05-02 | 2009-04-07 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with wavy squealer tip rail |
US7600977B2 (en) * | 2006-05-08 | 2009-10-13 | General Electric Company | Turbine blade tip cap |
US20080317597A1 (en) * | 2007-06-25 | 2008-12-25 | General Electric Company | Domed tip cap and related method |
JP5029957B2 (ja) * | 2007-11-01 | 2012-09-19 | 株式会社Ihi | スキーラ付きタービン動翼 |
US8206108B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Turbine blades and methods of manufacturing |
US8167572B2 (en) | 2008-07-14 | 2012-05-01 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Dynamically tuned turbine blade growth pocket |
US8092178B2 (en) * | 2008-11-28 | 2012-01-10 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine blade for a gas turbine engine |
US8083484B2 (en) | 2008-12-26 | 2011-12-27 | General Electric Company | Turbine rotor blade tips that discourage cross-flow |
US8157504B2 (en) * | 2009-04-17 | 2012-04-17 | General Electric Company | Rotor blades for turbine engines |
US8172507B2 (en) * | 2009-05-12 | 2012-05-08 | Siemens Energy, Inc. | Gas turbine blade with double impingement cooled single suction side tip rail |
US8157505B2 (en) * | 2009-05-12 | 2012-04-17 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade with single tip rail with a mid-positioned deflector portion |
US8186965B2 (en) * | 2009-05-27 | 2012-05-29 | General Electric Company | Recovery tip turbine blade |
US8313287B2 (en) * | 2009-06-17 | 2012-11-20 | Siemens Energy, Inc. | Turbine blade squealer tip rail with fence members |
US8777567B2 (en) | 2010-09-22 | 2014-07-15 | Honeywell International Inc. | Turbine blades, turbine assemblies, and methods of manufacturing turbine blades |
GB201017797D0 (en) * | 2010-10-21 | 2010-12-01 | Rolls Royce Plc | An aerofoil structure |
US9181814B2 (en) | 2010-11-24 | 2015-11-10 | United Technology Corporation | Turbine engine compressor stator |
US9085988B2 (en) | 2010-12-24 | 2015-07-21 | Rolls-Royce North American Technologies, Inc. | Gas turbine engine flow path member |
US20120237358A1 (en) * | 2011-03-17 | 2012-09-20 | Campbell Christian X | Turbine blade tip |
US9322280B2 (en) * | 2011-08-12 | 2016-04-26 | United Technologies Corporation | Method of measuring turbine blade tip erosion |
US20130104397A1 (en) * | 2011-10-28 | 2013-05-02 | General Electric Company | Methods for repairing turbine blade tips |
WO2013102135A2 (en) * | 2011-12-29 | 2013-07-04 | Rolls-Royce North American Technologies Inc. | Gas turbine engine and turbine blade |
US9328617B2 (en) | 2012-03-20 | 2016-05-03 | United Technologies Corporation | Trailing edge or tip flag antiflow separation |
US9249669B2 (en) | 2012-04-05 | 2016-02-02 | General Electric Company | CMC blade with pressurized internal cavity for erosion control |
EP2666968B1 (en) | 2012-05-24 | 2021-08-18 | General Electric Company | Turbine rotor blade |
US9273561B2 (en) | 2012-08-03 | 2016-03-01 | General Electric Company | Cooling structures for turbine rotor blade tips |
US20140044557A1 (en) * | 2012-08-09 | 2014-02-13 | General Electric Company | Turbine blade and method for cooling the turbine blade |
US9482101B2 (en) | 2012-11-28 | 2016-11-01 | United Technologies Corporation | Trailing edge and tip cooling |
US10655473B2 (en) * | 2012-12-13 | 2020-05-19 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine blade leading edge tip trench cooling |
CA2900221C (en) * | 2013-02-26 | 2021-01-19 | Ted Joseph Freeman | Adjustable turbine vanes with sealing device and corresponding method |
US9856739B2 (en) | 2013-09-18 | 2018-01-02 | Honeywell International Inc. | Turbine blades with tip portions having converging cooling holes |
US9816389B2 (en) | 2013-10-16 | 2017-11-14 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities |
US9879544B2 (en) | 2013-10-16 | 2018-01-30 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with improved tip portion cooling holes |
EP3090129B1 (en) * | 2013-12-17 | 2023-08-23 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine component and corresponding gas turbine engine |
US20150300180A1 (en) * | 2014-04-22 | 2015-10-22 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine blade tip with coated recess |
CN106471215B (zh) * | 2014-07-07 | 2018-06-19 | 西门子公司 | 燃气涡轮叶片凹槽状叶顶、对应的制造和冷却方法及燃气涡轮发动机 |
US20160102561A1 (en) * | 2014-10-14 | 2016-04-14 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine turbine blade tip cooling |
US9995147B2 (en) * | 2015-02-11 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Blade tip cooling arrangement |
US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
US20160319672A1 (en) * | 2015-04-29 | 2016-11-03 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
US10301945B2 (en) * | 2015-12-18 | 2019-05-28 | General Electric Company | Interior cooling configurations in turbine rotor blades |
US10801331B2 (en) | 2016-06-07 | 2020-10-13 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine rotor including squealer tip pocket |
US10533429B2 (en) | 2017-02-27 | 2020-01-14 | Rolls-Royce Corporation | Tip structure for a turbine blade with pressure side and suction side rails |
US11434770B2 (en) | 2017-03-28 | 2022-09-06 | Raytheon Technologies Corporation | Tip cooling design |
CN110662884B (zh) * | 2017-05-30 | 2022-11-18 | 西门子能源全球两合公司 | 具有凹槽尖端和致密的氧化物弥散强化层的涡轮机叶片 |
EP3444437A1 (en) * | 2017-08-16 | 2019-02-20 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade and corresponding servicing method |
KR101985103B1 (ko) * | 2017-10-30 | 2019-05-31 | 두산중공업 주식회사 | 가스 터빈 |
US11028703B2 (en) * | 2018-06-07 | 2021-06-08 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with tip leading edge shelf discourager |
US10787932B2 (en) | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
Family Cites Families (20)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3575523A (en) | 1968-12-05 | 1971-04-20 | Us Navy | Labyrinth seal for axial flow fluid machines |
US4130373A (en) | 1976-11-15 | 1978-12-19 | General Electric Company | Erosion suppression for liquid-cooled gas turbines |
GB1560974A (en) | 1977-03-26 | 1980-02-13 | Rolls Royce | Sealing system for rotors |
US4142824A (en) | 1977-09-02 | 1979-03-06 | General Electric Company | Tip cooling for turbine blades |
US4390320A (en) | 1980-05-01 | 1983-06-28 | General Electric Company | Tip cap for a rotor blade and method of replacement |
JPS5752603A (en) | 1980-09-17 | 1982-03-29 | Toshiba Corp | Leakage preventing device in turbine |
GB2155558A (en) | 1984-03-10 | 1985-09-25 | Rolls Royce | Turbomachinery rotor blades |
US5232343A (en) * | 1984-05-24 | 1993-08-03 | General Electric Company | Turbine blade |
US4753575A (en) | 1987-08-06 | 1988-06-28 | United Technologies Corporation | Airfoil with nested cooling channels |
US4893987A (en) | 1987-12-08 | 1990-01-16 | General Electric Company | Diffusion-cooled blade tip cap |
US5660523A (en) | 1992-02-03 | 1997-08-26 | General Electric Company | Turbine blade squealer tip peripheral end wall with cooling passage arrangement |
US5261789A (en) | 1992-08-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Tip cooled blade |
US5476364A (en) | 1992-10-27 | 1995-12-19 | United Technologies Corporation | Tip seal and anti-contamination for turbine blades |
US5348446A (en) * | 1993-04-28 | 1994-09-20 | General Electric Company | Bimetallic turbine airfoil |
US5476363A (en) * | 1993-10-15 | 1995-12-19 | Charles E. Sohl | Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades |
US5403158A (en) | 1993-12-23 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Aerodynamic tip sealing for rotor blades |
JP3137527B2 (ja) * | 1994-04-21 | 2001-02-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼チップ冷却装置 |
US5482435A (en) | 1994-10-26 | 1996-01-09 | Westinghouse Electric Corporation | Gas turbine blade having a cooled shroud |
US5503527A (en) * | 1994-12-19 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having tip slot |
JP3453268B2 (ja) * | 1997-03-04 | 2003-10-06 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン翼 |
-
1999
- 1999-06-01 US US09/323,375 patent/US6179556B1/en not_active Expired - Fee Related
-
2000
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