公开(公告)号：US08585360B2

公开(公告)日：2013-11-19

申请号：US12878210

申请日：2010-09-09

申请人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

发明人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

IPC分类号： F01D5/14

CPC分类号： F01D5/141 ,  F01D9/041 ,  F05D2250/74

摘要： A turbine vane for a turbine machine comprising an intermediate section having a nominal airfoil profile substantially in accordance with Cartesian coordinate values of X, Y and Z set forth in Table I wherein Z is a radial distance along a stacking axis that is normal to a centerline of the turbine machine and contain the X and Y values with Z value beginning at innermost aerodynamic point and the Z values represent a radial height of the vane and the X and Y values define the nominal airfoil profile at each radial height Z.

摘要翻译： 一种用于涡轮机的涡轮叶片，其包括具有基本上根据表I所示的X，Y和Z的笛卡尔坐标值的标称翼型分布的中间部分，其中Z是沿着堆叠轴线的垂直于中心线的径向距离 并包含X和Y值，Z值从最内部空气动力学点开始，Z值表示叶片的径向高度，X和Y值定义在每个径向高度Z处的标称翼型轮廓。

公开(公告)号：US20120063908A1

公开(公告)日：2012-03-15

申请号：US12878210

申请日：2010-09-09

申请人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

发明人： Alamgir T. Islam ,  Daniel M. Eshak ,  Paul J. Gear

IPC分类号： F01D5/14

CPC分类号： F01D5/141 ,  F01D9/041 ,  F05D2250/74

摘要： A turbine vane for a turbine machine comprising an intermediate section having a nominal airfoil profile substantially in accordance with Cartesian coordinate values of X, Y and Z set forth in Table I wherein Z is a radial distance along a stacking axis that is normal to a centerline of the turbine machine and contain the X and Y values with Z value beginning at innermost aerodynamic point and the Z values represent a radial height of the vane and the X and Y values define the nominal airfoil profile at each radial height Z.

摘要翻译： 一种用于涡轮机的涡轮叶片，其包括具有基本上根据表I所示的X，Y和Z的笛卡尔坐标值的标称翼型分布的中间部分，其中Z是沿着堆叠轴线的垂直于中心线的径向距离 并包含X和Y值，Z值从最内部空气动力学点开始，Z值表示叶片的径向高度，X和Y值定义在每个径向高度Z处的标称翼型轮廓。

公开(公告)号：US08821111B2

公开(公告)日：2014-09-02

申请号：US12967156

申请日：2010-12-14

申请人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

发明人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

IPC分类号： F01D9/04 ,  F01D5/18

CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D9/041 ,  F05D2240/10 ,  F05D2250/185

摘要： A vane structure for a gas turbine engine. The vane structure includes a radially outer platform and a radially inner platform, and an airfoil having an outer wall extending radially between the outer platform and the inner platform. A cooling passage is defined within the outer wall and has a plurality of radially extending channels. An outer end turn structure is located at the outer platform to conduct cooling fluid in a chordal direction between at least two of the channels. The outer end turn structure includes an enlarged portion wherein the enlarged portion is defined by an enlarged dimension, in a direction transverse to the chordal direction, between the at least two channels.

摘要翻译： 一种用于燃气涡轮发动机的叶片结构。 叶片结构包括径向外平台和径向内平台，以及具有在外平台和内平台之间径向延伸的外壁的翼型件。 冷却通道限定在外壁内并且具有多个径向延伸的通道。 外端转向结构位于外平台处，以在至少两个通道之间沿弦方向传导冷却流体。 外端转向结构包括扩大部分，其中扩大部分在横向于弦方向的方向上在至少两个通道之间由放大尺寸限定。

公开(公告)号：US20120148383A1

公开(公告)日：2012-06-14

申请号：US12967156

申请日：2010-12-14

申请人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

发明人： Paul J. Gear ,  Brian J. Wessell ,  Daniel M. Eshak

IPC分类号： F01D5/18

CPC分类号： F01D5/187 ,  F01D9/041 ,  F05D2240/10 ,  F05D2250/185

摘要： A vane structure for a gas turbine engine. The vane structure includes a radially outer platform and a radially inner platform, and an airfoil having an outer wall extending radially between the outer platform and the inner platform. A cooling passage is defined within the outer wall and has a plurality of radially extending channels. An outer end turn structure is located at the outer platform to conduct cooling fluid in a chordal direction between at least two of the channels. The outer end turn structure includes an enlarged portion wherein the enlarged portion is defined by an enlarged dimension, in a direction transverse to the chordal direction, between the at least two channels.

摘要翻译： 一种用于燃气涡轮发动机的叶片结构。 叶片结构包括径向外平台和径向内平台，以及具有在外平台和内平台之间径向延伸的外壁的翼型件。 冷却通道限定在外壁内并且具有多个径向延伸的通道。 外端转向结构位于外平台处，以在至少两个通道之间沿弦方向传导冷却流体。 外端转向结构包括扩大部分，其中扩大部分在横向于弦方向的方向上在至少两个通道之间由放大尺寸限定。

公开(公告)号：US20140056716A1

公开(公告)日：2014-02-27

申请号：US14071687

申请日：2013-11-05

申请人： Stephen John Messmann ,  Christian X. Campbell ,  Allister William James ,  Jay A. Morrison ,  Daniel M. Eshak

发明人： Stephen John Messmann ,  Christian X. Campbell ,  Allister William James ,  Jay A. Morrison ,  Daniel M. Eshak

IPC分类号： F01D5/22

CPC分类号： F01D5/22 ,  B22D19/00 ,  B22D19/0081 ,  B22D19/009 ,  F01D9/044 ,  F01D11/005 ,  F05D2230/21 ,  F05D2240/80

摘要： A turbine blade assembly includes a turbine blade having a pressure sidewall and an opposed suction sidewall and a first snubber assembly associated with one of the pressure sidewall and the suction sidewall. The first snubber assembly includes a first base portion extending outwardly from the one of the pressure sidewall and the suction sidewall, and a first snubber portion. The first base portion is integrally cast with the turbine blade and includes first connection structure. The first snubber portion is bicast onto the first base portion and includes second connection structure that interacts with the first connection structure to substantially prevent separational movement between the first base portion and the first snubber portion.

摘要翻译： 涡轮叶片组件包括涡轮叶片，其具有压力侧壁和相对的抽吸侧壁以及与压力侧壁和抽吸侧壁之一相关联的第一缓冲组件。 第一缓冲器组件包括从压力侧壁和吸力侧壁之一向外延伸的第一基部部分和第一缓冲部分。 第一基座部分与涡轮机叶片整体铸造并且包括第一连接结构。 所述第一缓冲部分是在所述第一基部上进行组播，并且包括与所述第一连接结构相互作用以基本上防止所述第一基部与所述第一缓冲部之间的分离运动的第二连接结构。

公开(公告)号：US08714920B2

公开(公告)日：2014-05-06

申请号：US12752460

申请日：2010-04-01

申请人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison ,  Allister W. James ,  Raymond G. Snider ,  Daniel M. Eshak ,  John J. Marra ,  Brian J. Wessell

发明人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison ,  Allister W. James ,  Raymond G. Snider ,  Daniel M. Eshak ,  John J. Marra ,  Brian J. Wessell

IPC分类号： F01D1/02 ,  F04D29/54

CPC分类号： F01D11/005 ,  B22D19/00 ,  B22D19/0081 ,  F01D9/044 ,  F05D2230/21 ,  F05D2240/80

摘要： A turbine airfoil (31) with an end portion (42) that tapers (44) toward the end (43) of the airfoil. A ridge (46) extends around the end portion. It has proximal (66) and distal (67) sides. A shroud platform (50) is bi-cast onto the end portion around the ridge without bonding. Cooling shrinks the platform into compression (62) on the end portion (42) of the airfoil. Gaps between the airfoil and platform are formed using a fugitive material (56) in the bi-casting stage. These gaps are designed in combination with the taper angle (44) to accommodate differential thermal expansion while maintaining a gas seal along the contact surfaces. The taper angle (44) may vary from lesser on the pressure side (36) to greater on the suction side (38) of the airfoil. A collar portion (52) of the platform provides sufficient contact area for connection stability.

摘要翻译： 具有朝向翼型的端部（43）逐渐变细（44）的端部（42）的涡轮机翼（31）。 脊（46）围绕端部延伸。 它具有近端（66）和远端（67）侧面。 护罩平台（50）在没有粘合的情况下双向铸造在脊的端部上。 冷却将平台收缩在翼型件的端部（42）上的压缩（62）中。 翼型和平台之间的间隙是在双浇铸阶段使用一种短暂的材料（56）形成的。 这些间隙与锥角（44）结合设计，以适应不同的热膨胀，同时沿着接触表面保持气体密封。 锥形角（44）可以在翼型的吸力侧（38）上的压力侧（36）上较小地变化到更大。 平台的凸缘部分（52）为连接稳定性提供了足够的接触面积。

公开(公告)号：US20110243724A1

公开(公告)日：2011-10-06

申请号：US12752460

申请日：2010-04-01

申请人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison ,  Allister W. James ,  Raymond G. Snider ,  Daniel M. Eshak ,  John J. Marra ,  Brian J. Wessell

发明人： Christian X. Campbell ,  Jay A. Morrison ,  Allister W. James ,  Raymond G. Snider ,  Daniel M. Eshak ,  John J. Marra ,  Brian J. Wessell

IPC分类号： F01D9/04 ,  F01D9/02 ,  B22D19/00

CPC分类号： F01D11/005 ,  B22D19/00 ,  B22D19/0081 ,  F01D9/044 ,  F05D2230/21 ,  F05D2240/80

摘要： A turbine airfoil (31) with an end portion (42) that tapers (44) toward the end (43) of the airfoil. A ridge (46) extends around the end portion. It has proximal (66) and distal (67) sides. A shroud platform (50) is bi-cast onto the end portion around the ridge without bonding. Cooling shrinks the platform into compression (62) on the end portion (42) of the airfoil. Gaps between the airfoil and platform are formed using a fugitive material (56) in the bi-casting stage. These gaps are designed in combination with the taper angle (44) to accommodate differential thermal expansion while maintaining a gas seal along the contact surfaces. The taper angle (44) may vary from lesser on the pressure side (36) to greater on the suction side (38) of the airfoil. A collar portion (52) of the platform provides sufficient contact area for connection stability.

摘要翻译： 具有朝向翼型的端部（43）逐渐变细（44）的端部（42）的涡轮机翼（31）。 脊（46）围绕端部延伸。 它具有近端（66）和远端（67）侧面。 护罩平台（50）在没有粘合的情况下双向铸造在脊的端部上。 冷却将平台收缩在翼型件的端部（42）上的压缩（62）中。 翼型和平台之间的间隙是在双浇铸阶段使用一种短暂的材料（56）形成的。 这些间隙与锥角（44）结合设计，以适应不同的热膨胀，同时沿着接触表面保持气体密封。 锥形角（44）可以在翼型的吸力侧（38）上的压力侧（36）上较小地变化到更大。 平台的凸缘部分（52）为连接稳定性提供了足够的接触面积。