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1. (WO2018044270) SEGMENT FOR A TURBINE ROTOR STAGE
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Pub. No.: WO/2018/044270 International Application No.: PCT/US2016/049382
Publication Date: 08.03.2018 International Filing Date: 30.08.2016
IPC:
F01D 5/14 (2006.01) ,F01D 5/28 (2006.01) ,F01D 5/18 (2006.01)
[IPC code unknown for F01D 5/14][IPC code unknown for F01D 5/28][IPC code unknown for F01D 5/18]
Applicants:
SIEMENS AKTIENGESELLSCHAFT [DE/DE]; Werner-von-Siemens-Straße 1 80333 München, DE
Inventors:
MARSH, Jan H.; US
LANDRUM, Evan C.; US
Agent:
BASU, Rana; US
Priority Data:
Title (EN) SEGMENT FOR A TURBINE ROTOR STAGE
(FR) SEGMENT POUR ÉTAGE DE ROTOR DE TURBINE
Abstract:
(EN) A rotor stage (10) of a turbine engine includes a circumferential row of rotor segments (12), each including: first and second endwalls (14, 16) spaced apart radially, and a first and second sidewalls (18, 20) extending radially between the first and second endwalls (14, 16) and spaced apart circumferentially. The first and second endwalls (14, 16) and the first and second sidewalls (18, 20) define therewithin a flow passage (22) for hot gas. Circumferentially adjacent segments (12a, 12b) mate along a respective split-line (24) extending along an interface between the first sidewall (18) of a first segment (12a) and the second sidewall (20) of a second circumferentially adjacent segment (12b). A composite airfoil structure (26) is thereby defined having a pressure sidewall (18) formed by the first sidewall (18) of the segment (12a) and a suction sidewall (20) formed by the second sidewall (20) of the second segment (12b). The first and second endwalls (14, 16) are respectively configured as a platform (14) and a tip shroud (16) of the segment (12).
(FR) L'invention concerne un étage de rotor (10) d'un moteur à turbine qui comprend une rangée circonférentielle de segments de rotor (12), comprenant chacun : des première et seconde parois d'extrémité (14, 16) espacées radialement, une première et une seconde paroi latérale (18, 20) s'étendant radialement entre les première et seconde parois d'extrémité (14, 16) et espacées de manière circonférentielle. Les première et seconde parois d'extrémité (14, 16) et les première et seconde parois latérales (18, 20) définissent à l'intérieur un passage d'écoulement (22) pour gaz chaud. Des segments circonférenciellement adjacents (12a, 12b) s'accouplent le long d'une ligne de division respective (24) s'étendant le long d'une interface entre la première paroi latérale (18) du premier segment (12a) et la seconde paroi latérale (20) du second segment (12b) adjacent de manière circonférentielle. Une structure de profil aérodynamique composite (26) est ainsi définie, ayant une paroi latérale de pression (18) formée par la première paroi latérale (18) du segment (12a) et une paroi latérale d'aspiration (20) formée par la seconde paroi latérale (20) du second segment (12b). Les première et seconde parois d'extrémité (14, 16) sont respectivement configurées sous la forme d'une plateforme (14) et d'une enveloppe de pointe (16) du segment (12).
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Publication Language: English (EN)
Filing Language: English (EN)