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    SHROUDED GAS TURBINE BLADE
    2.
    发明公开
    SHROUDED GAS TURBINE BLADE 审中-公开
    护罩燃气轮机叶片

    公开(公告)号：EP3269932A1

    公开(公告)日：2018-01-17

    申请号：EP16179245.2

    申请日：2016-07-13

    申请人： MTU Aero Engines AG

    发明人： Skura, Krzysztof ,  Lebiedowicz, Piotr ,  Szponar, Marek

    IPC分类号： F01D5/22

    CPC分类号： F01D5/225 ,  F01D5/16 ,  F01D11/003 ,  F05D2250/13 ,  F05D2270/114 ,  Y02T50/671

    摘要： The present invention relates to an improved cast-to-size gas turbine blade comprising a blade tip shroud (5) with a stiffening rib (14) extending outwardly from the section of the outer side (8) of the shroud platform (6) located between the upstream sealing fin (13) and the upstream edge (10). The stiffening rib (14) having substantially planar top surface (15) in form of a trapezium, and two sloping sidewalls (16) extending between the upstream sealing fin (13) and the upstream edge (10) on each side of the top surface (15) and connecting said top surface (15) with adjacent surface of the outer side (8) of the shroud platform (6). The form of the stiffening rib (14) allows to obtain an improved shroud configuration of reduced overall blade mass, capable of providing sufficient stiffening of the shroud (5), reducing vibrations of the shroud platform (6), creep curling of the shroud edges and bending stress at the intersection of the airfoil (4) and of the shroud (5). Further, the stiffening rib (14) is suitable for being manufactured with sufficient precision directly in casting process, thereby elimination expensive machining of the shroud to arrive at tight tolerances.

    摘要翻译： 本发明涉及一种改进的铸造到尺寸的燃气涡轮机叶片，其包括具有加固肋（14）的叶尖护罩（5），所述加强肋从位于护罩平台（6）的外侧（8）的区段向外延伸 在上游密封翅片（13）和上游边缘（10）之间。 具有梯形形式的基本上平坦的顶表面（15）的加强肋（14）以及在上游密封翅片（13）和上游边缘（10）之间延伸的两个倾斜侧壁（16） （15）并且将所述顶表面（15）与护罩平台（6）的外侧（8）的相邻表面连接。 加强肋（14）的形式允许获得减小的总体叶片质量的改进的护罩构造，其能够提供护罩（5）的充分刚性，减少护罩平台（6）的振动，护罩边缘的蠕变卷曲 并且在翼型件（4）和护罩（5）的交叉处弯曲应力。 此外，加强肋（14）适于在铸造过程中直接以足够的精度制造，由此消除了护罩的昂贵机械加工以达到紧公差。

    AIRFOIL WITH AN IMPINGEMENT CAVITY AND CORRESPONDING METHOD OF MAKING AN AIRFOIL
    5.
    发明公开
    AIRFOIL WITH AN IMPINGEMENT CAVITY AND CORRESPONDING METHOD OF MAKING AN AIRFOIL 审中-公开
    佐治亚州麻省理工学院

    公开(公告)号：EP3093438A1

    公开(公告)日：2016-11-16

    申请号：EP16159940.2

    申请日：2016-03-11

    申请人： United Technologies Corporation

    发明人： LEWIS, Scott D. ,  CORCORAN, Christopher

    IPC分类号： F01D5/18

    CPC分类号： F01D5/187 ,  F05D2250/11 ,  F05D2250/13 ,  F05D2250/14 ,  F05D2250/141 ,  F05D2250/183 ,  F05D2260/201 ,  F05D2260/22141 ,  Y02T50/676

    摘要： An airfoil (1) having one-sided pedestals (131) is disclosed. The airfoil (1) defines various cavities, such as an inflow feed cavity (110), an impingement cavity (130), and an outflow cavity. The various cavities are connected by crossover sections (120, 140) such as an inflow crossover section (120) and an outflow crossover section (140). Cooling air is conducted into the inflow feed cavity (110) and then out of the inflow feed cavity (110) through an inflow crossover section (120) into an impingement cavity (130), and through an impingement cavity (130). The cooling air may be conducted out of the impingement cavity (130) and into an outflow cavity through an outflow crossover section (140). Various cavities include one-wall pedestals (131). One-wall pedestals (131) are structures extending from a wall of a cavity into the void of the cavity, whereupon cooling air may impinge, effectuating convective cooling. A corresponding method of making such an airfoil is also provided.

    摘要翻译： 公开了具有单面基座（131）的翼型件（1）。 机翼（1）限定各种空腔，例如流入进料腔（110），冲击腔（130）和流出腔。 各种空腔通过诸如流入交叉部分（120）和流出交叉部分（140）的交叉部分（120,140）连接。 冷却空气通过入流交叉部分（120）进入入口进料空腔（110），然后从流入进料空腔（110）进入冲击空腔（130），并通过冲击腔（130）。 冷却空气可以通过流出交叉部分（140）从冲击腔（130）传导出并流入流出腔。 各种空腔包括单壁基座（131）。 单壁基座（131）是从腔的壁延伸到空腔的结构，于是冷却空气可能会撞击，从而实现对流冷却。 还提供了制造这种翼型件的相应方法。

    COMPOSITE FAN INLET BLADE CONTAINMENT
    6.
    发明公开
    COMPOSITE FAN INLET BLADE CONTAINMENT 审中-公开
    复合框风机吸风口

    公开(公告)号：EP3084143A1

    公开(公告)日：2016-10-26

    申请号：EP14812691.5

    申请日：2014-11-24

    申请人： General Electric Company

    发明人： CRALL, David William

    IPC分类号： F01D21/04 ,  F01D25/24 ,  F01D11/12

    CPC分类号： F04D29/526 ,  B64D29/00 ,  B64D33/02 ,  F01D11/127 ,  F01D21/045 ,  F01D25/24 ,  F04D29/023 ,  F04D29/325 ,  F05D2250/12 ,  F05D2250/13 ,  F05D2250/132 ,  F05D2250/18 ,  F05D2300/603 ,  Y02T50/672

    摘要： A ribbed composite shell (1 10) includes an annular grid (1 12) of relatively thick crack arresting ribs (1 14) embedded in a relatively thin annular shell (120) and relatively thin panels (1 18) in thin annular shell (120) between arresting ribs (114) wherein each of panels (1 18) are completely surrounded by a set (122) of relatively thick adjoining ones of ribs (116). A shell forward flange (54) may extend radially inwardly from thin annular shell (120). Arresting ribs (1 14) may include radially stacked layers of strips (126) between radially stacked annular layers (128) of shell (110). Annular grid (1 12) may include a rectangular grid pattern (138), a diamond grid pattern (148), or a hexagonal grid pattern (158). A nacelle inlet (25) may have the ribbed composite shell (1 10) within one or both of radially spaced apart composite inner and outer skins (60, 62) of an inner barrel (40). Nacelle inlet (25) may be part of attached to a fan casing (16) and axially disposed forward of fan blades (18) circumscribed by the casing (16). The inlet (25) may be on an engine nacelle.

    VARIABLE EXHAUST NOZZLE FOR A JET ENGINE AND METHOD FOR VARYING THE NOZZLE
    7.
    发明公开
    VARIABLE EXHAUST NOZZLE FOR A JET ENGINE AND METHOD FOR VARYING THE NOZZLE 审中-公开
    CHANGING排气喷管喷气发动机和方法用于改变JET

    公开(公告)号：EP3008321A1

    公开(公告)日：2016-04-20

    申请号：EP13886804.7

    申请日：2013-06-14

    申请人： Saab AB

    发明人： BJERKEMO, Jacob

    IPC分类号： F02K1/12

    CPC分类号： F02K1/805 ,  F02K1/1223 ,  F05D2250/12 ,  F05D2250/13 ,  F05D2250/132 ,  F05D2250/141 ,  F05D2260/96

    摘要： The present invention relates to a variable exhaust nozzle (14) for a jet engine (1), the nozzle (14) comprises an upstream portion (16), flap means (18) being pivotally connectable to the jet engine (1) via the upstream portion (16), the flap means (18) com- prises a downstream portion (16´) forming a downstream linear edge (19'), actuator means (20, 20h, 24) being arranged to actuate said flap means (18) for variation of the nozzles (14) cross sectional area (A1, A2) between a first position and a second position. Said flap means (18) is skewed. The nozzle (14) comprises shape forming flap means (24, 62) for forming the cross sectional area (A1, A2), and adjacent flap means (24, 26, 27, 28) having sliding surfaces (22, 22') in continuous contact during said variation. The present invention also relates to method for varying a variable exhaust nozzle (14) for a jet engine (1).

    Düse mit Leitvorrichtungen
    8.
    发明公开
    Düse mit Leitvorrichtungen 有权
    带引导装置的喷嘴

    公开(公告)号：EP2730771A3

    公开(公告)日：2016-02-24

    申请号：EP13191623.1

    申请日：2013-11-05

    申请人： Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG

    发明人： Rose, Marco ,  Spieweg, Rene

    IPC分类号： F02K1/38 ,  F02K1/48

    CPC分类号： F02K1/46 ,  F02K1/386 ,  F02K1/48 ,  F05D2230/80 ,  F05D2250/13 ,  F05D2250/182 ,  F05D2250/183 ,  F05D2250/71 ,  F05D2260/96 ,  Y02T50/671

    摘要： Die Erfindung betrifft eine Düse mit einer Düsenmantelfläche (4) und einem Düsenrand (9), an dem in Umfangsrichtung abwechselnd erste und zweite Leitvorrichtungen (10, 20) angeordnet sind, wobei die ersten Leitvorrichtungen (10) düsenartig ausgebildet und die zweiten Leitvorrichtungen (20) diffusorartig ausgebildet sind. Die ersten Leitvorrichtungen (10) umfassen jeweils eine erste azimuthale Leitwand (11) und zwei Wandelemente (30), wobei die erste azimuthale Leitwand (11) eine erste Abströmkante (12) und zwei erste Kanten (13) zu den Wandelementen (30) ausbildet. Die zweiten Leitvorrichtungen (20) umfassen jeweils eine zweite azimuthale Leitwand (21) und zwei Wandelemente (30) umfassen, wobei die zweite azimuthale Leitwand (21) eine zweite Abströmkante (22) und zwei zweite Kanten (13) zu den Wandelementen (30) ausbildet. Ein Wandelement (30) verbindet eine erste Leitvorrichtung (10) und eine zweite Leitvorrichtung (20). Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die Wandelemente (30) in axialer Richtung einen gekrümmten Verlauf besitzen.

    摘要翻译： 本发明涉及一种具有（4）和喷嘴轮缘（9），被布置在周向交替的第一和第二引导装置（10，20）上的喷嘴表面的喷嘴，所述形成为类似的喷嘴和第二引导装置的第一散热孔（10）（20 ）形成扩散器状。 第一导向装置（10）的每一个包括一个第一方位角引导壁（11）和两个壁元件（30），其中所述第一方位角挡板（11）形成的第一后缘（12）和两个第一边缘（13）到所述壁元件（30） ， 第二引导装置（20），每一个都包括第二方位引导壁（21）和两个壁元件（30），其中，所述第二方位角挡板（21）具有一个第二后缘（22）和两个第二边缘（13）到所述壁元件（30） 形成。 壁元件（30）连接第一引导装置（10）和第二引导装置（20）。 根据本发明提出，壁元件（30）沿轴向具有弯曲的路线。

    Rotor stage of a turbine
    9.
    发明公开
    Rotor stage of a turbine 审中-公开
    Rotorstufe einer涡轮机

    公开(公告)号：EP2746536A1

    公开(公告)日：2014-06-25

    申请号：EP13196186.4

    申请日：2013-12-09

    申请人： Rolls-Royce plc

    发明人： He, Li ,  Zhang, Qiang ,  Rawlinson, Anthony

    IPC分类号： F01D5/20

    CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D5/20 ,  F01D11/08 ,  F05D2250/13

    摘要： A rotor stage of a turbine has a rotational axis (XX), a shroud (35) and radially inward thereof a turbine blade (32) defined partly by a pressure side wall (38), a suction side wall (37) and a tip portion (46). The tip portion (46) has a pressure side tip rib (70) and a tip cavity floor (74) defining a tip cavity (76). The pressure side tip rib has a width W ps , a height H ps above the tip cavity and defines a tip gap G ps with the shroud. The pressure side tip rib has a sloping side (78) joining the tip cavity floor and having an angle α ps to a radial line ZZ. The width W ps is in the range G ps to 5G ps , the height H ps is in the range 5G ps to 15G ps and the angle α ps is in the range 20° to 70°.

    摘要翻译： 涡轮机的转子级具有旋转轴线（XX），护罩（35），并且其径向内侧具有部分地由压力侧壁（38）限定的涡轮叶片（32），吸力侧壁（37）和尖端 部分（46）。 尖端部分（46）具有限定尖端腔（76）的压力侧末端肋（70）和尖端腔底板（74）。 压力侧末端肋具有宽度W ps，在尖端腔上方的高度H ps，并且限定具有护罩的尖端间隙G ps。 压力侧末端肋具有接合尖端空腔底板并且具有与径向线ZZ的角度±ps的倾斜侧面（78）。 宽度W ps在G ps至5Gps的范围内，高度H ps在5Gps至15Gps的范围内，角度±ps在20°至70°的范围内。