CH703658A2

CH703658A2 - Blade with a sealing arrangement to adjacent blade.

Info

Publication number: CH703658A2
Application number: CH01333/11A
Authority: CH
Inventors: Michael James Fedor; David Martin Johnson
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2010-08-20
Filing date: 2011-08-11
Publication date: 2012-02-29
Also published as: DE102011052419A1; US20120045337A1; JP2012041930A; CN102373961A

Abstract

Es ist eine Laufschaufel für einen Turbinenantrieb geschaffen. Die Laufschaufel enthält eine Plattform, die eine radial äussere Fläche und eine radial innere Fläche enthält, ein Schaufelblatt (110), das sich von der Plattform radial nach aussen erstreckt, einen Schwalbenschwanz, der eingerichtet ist, um mit einem Laufrad gekoppelt zu sein, einen Schaft (114), der sich zwischen der Plattform und dem Schwalbenschwanz erstreckt, wobei der Schaft wenigstens eine Deckplatte (146, 148) enthält, die sich von der Plattform nach innen zu dem Schwalbenschwanz erstreckt, und wenigstens eine Dichtungsanordnung (168, 170), die mit der Deckplatte gekoppelt ist, wobei sich die Dichtungsanordnung von dem Schwalbenschwanz zu der Plattform erstreckt, wobei die Dichtungsanordnung einen Dichtungspfad (172) zwischen der Laufschaufel und einer in Umfangsrichtung benachbarten Laufschaufel bildet.There is a blade created for a turbine engine. The blade includes a platform that includes a radially outer surface and a radially inner surface, an airfoil (110) extending radially outward from the platform, a dovetail configured to be coupled to an impeller Shaft (114) extending between the platform and the dovetail, the shaft including at least one cover plate (146, 148) extending inwardly from the platform to the dovetail and at least one seal assembly (168, 170), which is coupled to the cover plate with the seal assembly extending from the dovetail to the platform, the seal assembly forming a sealing path (172) between the blade and a circumferentially adjacent blade.

Description

Hintergrund zu der ErfindungBackground to the invention

[0001] Der hierin beschriebene Gegenstand betrifft allgemein Gasturbinenantriebe und insbesondere eine Laufschaufelanordnung zur Verwendung bei einem Turbinenantrieb. The subject matter described herein relates generally to gas turbine engines, and more particularly to a blade assembly for use with a turbine engine.

[0002] Wenigstens einige bekannte Rotoranordnungen, die in Turbinenantrieben verwendet werden, enthalten wenigstens eine Reihe in Umfangsrichtung voneinander beabstandeter Laufschaufeln. Jede Laufschaufel enthält ein Schaufelblatt, das eine Druckseite und eine Saugseite enthält, die entlang einer Vorder- und einer Hinterkante miteinander verbunden sind. Jedes Schaufelblatt erstreckt sich in Radialrichtung nach aussen von einer Laufschaufelplattform aus. Jede Laufschaufel enthält ferner einen Schwalbenschwanz, der sich radial nach innen von einem Schaft aus erstreckt, der zwischen der Plattform und dem Schwalbenschwanz ausgebildet ist. Der Schwalbenschwanz wird verwendet, um die Laufschaufel an einer Laufscheibe oder Rotorwelle zu montieren. Bekannte Laufschaufeln sind hohl und enthalten einen inneren Kühlhohlraum, der wenigstens teilweise durch das Schaufelblatt, die Plattform, den Schaft und den Schwalbenschwanz definiert ist und der verwendet wird, um eine Kühlfluidströmung zu leiten. Zwischen benachbarten Laufschaufein kann eine Leckage des Kühlfluids auftreten. Je nach der Menge des Leckstroms können die Turbinenleistung und -abgäbe nachteilig beeinflusst werden. At least some known rotor assemblies used in turbine engines include at least one row of circumferentially spaced apart blades. Each blade includes an airfoil that includes a pressure side and a suction side connected along a leading and a trailing edge. Each airfoil extends radially outwardly from a blade platform. Each blade further includes a dovetail extending radially inwardly from a shank formed between the platform and the dovetail. The dovetail is used to mount the blade to a rotor or rotor shaft. Known blades are hollow and include an internal cooling cavity defined at least in part by the airfoil, platform, shaft, and dovetail and used to direct cooling fluid flow. Between adjacent rotor blades, leakage of the cooling fluid may occur. Depending on the amount of leakage, turbine performance and output may be adversely affected.

[0003] Ausserdem sind die Schaufelblattabschnitte wenigstens einiger bekannter Laufschaufein allgemein höheren Temperaturen ausgesetzt als die Schwalbenschwanzabschnitte. Höhere Temperaturen können dazu führen, dass an der Verbindungsstelle zwischen dem Schaufelblatt und der Plattform und/oder zwischen dem Schaft und der Plattform Temperaturunterschiede entstehen. Diese Temperaturunterschiede können dazu führen, dass thermische Druckbelastungen auf die Laufschaufelplattform eingeleitet werden. Im Laufe der Zeit kann ein fortgesetzter Betrieb bei hohen thermischen Druckbeanspruchungen eine Oxidation der Plattform, eine Rissbildung an der Plattform und/oder eine Kriechverbiegung der Plattform herbeiführen, von denen jede oder alle die Nutzungslebensdauer der Rotoranordnung verkürzen können. In addition, the airfoil portions of at least some known rotor blades are exposed to generally higher temperatures than the dovetail portions. Higher temperatures may cause temperature differences at the juncture between the airfoil and the platform and / or between the shaft and the platform. These temperature differences can cause thermal pressure loads to be introduced to the blade platform. Over time, continued operation at high thermal compressive stresses can cause platform oxidation, platform cracking, and / or platform creep, any or all of which may shorten the useful life of the rotor assembly.

Kurze Beschreibung der ErfindungBrief description of the invention

[0004] In einem Aspekt ist ein Verfahren zur Montage einer Rotoranordnung zur Verwendung bei einem Turbinenantrieb geschaffen. Das Verfahren enthält ein Bereitstellen von wenigstens zwei Laufschaufein, die jeweils einen Schaft enthalten, der sich zwischen einem Schwalbenschwanz und einer Plattform erstreckt. Der Schaft enthält wenigstens eine Deckplatte, die sich von der Plattform aus nach innen zu dem Schwalbenschwanz erstreckt. Ein Schaufelblatt erstreckt sich von der Plattform aus nach aussen. Eine erste Laufschaufel ist mit einer Laufscheibe gekoppelt. Eine zweite Laufschaufel ist mit der Laufscheibe derart gekoppelt, dass ein Hohlraum zwischen der ersten und der zweiten Laufschaufel gebildet ist und dass ein Dichtungspfad zwischen einer ersten Laufschaufeldeckplatte und einer zweiten Laufschaufeldeck-platte gebildet ist. In one aspect, a method of assembling a rotor assembly for use with a turbine engine is provided. The method includes providing at least two rotor blades, each including a shaft extending between a dovetail and a platform. The shaft includes at least one cover plate extending inwardly from the platform to the dovetail. An airfoil extends outward from the platform. A first blade is coupled to a rotor. A second blade is coupled to the rotor disk such that a cavity is formed between the first and second blades and that a sealing path is formed between a first blade cover plate and a second rotor blade deck.

[0005] In einem weiteren Aspekt ist eine Laufschaufel für einen Turbinenantrieb geschaffen. Die Laufschaufel enthält eine Plattform, die eine radial äussere Fläche und eine radial innere Fläche enthält. Ein Schaufelblatt erstreckt sich radial nach aussen von der Plattform aus. Ein Schwalbenschwanz ist dazu eingerichtet, mit einem Laufrad gekoppelt zu werden. Ein Schaft erstreckt sich zwischen der Plattform und dem Schwalbenschwanz. Der Schaft enthält wenigstens eine Deckplatte, die sich von der Plattform nach innen zu dem Schwalbenschwanz erstreckt. Wenigstens eine Dichtungsanordnung ist mit der Deckplatte gekoppelt. Die Dichtungsanordnung erstreckt sich von dem Schwalbenschwanz zu der Plattform. Die Dichtungsanordnung bildet einen Dichtungspfad zwischen der Laufschaufel und einer in Umfangsrichtung benachbarten Laufschaufel. In another aspect, a blade for a turbine engine is provided. The blade includes a platform that includes a radially outer surface and a radially inner surface. An airfoil extends radially outward from the platform. A dovetail is adapted to be coupled to an impeller. A shaft extends between the platform and the dovetail. The shaft includes at least one cover plate extending inwardly from the platform to the dovetail. At least one seal assembly is coupled to the cover plate. The seal assembly extends from the dovetail to the platform. The seal assembly forms a sealing path between the blade and a circumferentially adjacent blade.

[0006] In einem weiteren Aspekt ist ein Gasturbinenantrieb geschaffen. Der Gasturbinenantrieb enthält einen Verdichter und eine Brennkammer, die stromabwärts von dem Verdichter angeschlossen ist, um wenigstens einen Teil der von dem Verdichter ausgegebenen Luft zu empfangen. Mit dem Verdichter ist eine Rotorwelle gekoppelt. Mit der Rotorwelle sind mehrere in Umfangsrichtung beabstandete Laufschaufein verbunden. Jede der mehreren Laufschaufein enthält eine Plattform. Ein Schaufelblatt erstreckt sich radial nach aussen von der Plattform aus. Mit der Rotorwelle ist ein Schwalbenschwanz gekoppelt. Ein Schaft erstreckt sich zwischen der Plattform und dem Schwalbenschwanz. Der Schaft enthält wenigstens eine Deckplatte, die sich von der Plattform aus nach innen zu dem Schwalbenschwanz hin erstreckt. Wenigstens eine Dichtungsanordnung ist mit der Deckplatte derart gekoppelt, dass ein Dichtungspfad zwischen benachbarten Laufschaufein gebildet ist. In another aspect, a gas turbine engine is provided. The gas turbine engine includes a compressor and a combustor connected downstream of the compressor for receiving at least a portion of the air output from the compressor. A rotor shaft is coupled to the compressor. A plurality of circumferentially spaced rotor blades are connected to the rotor shaft. Each of the several rotor blades contains a platform. An airfoil extends radially outward from the platform. A dovetail is coupled to the rotor shaft. A shaft extends between the platform and the dovetail. The shaft includes at least one cover plate extending inwardly from the platform toward the dovetail. At least one seal assembly is coupled to the cover plate such that a seal path is formed between adjacent rotor blades.

Kurze Beschreibung der ZeichnungenBrief description of the drawings

[0007] Fig. 1 zeigt eine schematische Darstellung eines beispielhaften bekannten Turbinenantriebsystems. Fig. 1 shows a schematic representation of an exemplary known turbine drive system.

[0008] Fig. 2 zeigt eine vergrösserte Perspektivansicht einer beispielhaften Rotoranordnung, die bei dem in Fig. 1veranschaulichten Turbinenantriebsystem eingesetzt werden kann. FIG. 2 is an enlarged perspective view of an exemplary rotor assembly that may be employed in the turbine drive system illustrated in FIG. 1. FIG.

[0009] Fig. 3 zeigt eine vergrösserte Schnittansicht eines Abschnitts der in Fig. 2 veranschaulichten Rotoranordnung. FIG. 3 is an enlarged sectional view of a portion of the rotor assembly illustrated in FIG. 2. FIG.

[0010] Fig. 4 zeigt eine Querschnittsansicht der in Fig. 2veranschaulichten Rotoranordnung. Fig. 4 shows a cross-sectional view of the rotor assembly illustrated in Fig. 2.

Detaillierte Beschreibung der ErfindungDetailed description of the invention

[0011] Die hierin beschriebenen beispielhaften Verfahren und Systeme überwinden Nachteile bekannter Laufschaufelanordnungen durch Schaffung einer Laufschaufel, die eine Reduktion der Kühlfluidleckage von der Laufschaufel ermöglicht. Insbesondere enthalten die hierin beschriebenen Ausführungsformen einen Labyrinthdichtungspfad, der zwischen benachbarten Laufschaufein positioniert ist, um eine Erhöhung eines Gegendrucks zwischen benachbarten Laufschaufein zu ermöglichen und um zu ermöglichen, eine Leckage eines Kühlfluids durch die Laufschaufein zu reduzieren. The exemplary methods and systems described herein overcome disadvantages of prior art blade assemblies by providing a blade that enables reduction of cooling fluid leakage from the blade. In particular, the embodiments described herein include a labyrinth seal path positioned between adjacent rotor blades to allow for an increase in back pressure between adjacent rotor blades and to permit leakage of cooling fluid through the rotor blade to be reduced.

[0012] In dem hierin verwendeten Sinne wird der Ausdruck «Laufschaufel» mit dem Ausdruck «Schaufeleinrichtung» austauschbar verwendet und kann somit jede Kombination einer Schaufel, die eine Plattform und einen Schwalbenschwanz enthält, und/oder einer Schaufel, die mit der Laufscheibe integral ausgebildet ist, von denen jede wenigstens ein Schaufelblattsegment enthalten kann, umfassen. As used herein, the term "bucket" is used interchangeably with the term "bucket device" and thus may be any combination of a bucket having a platform and a dovetail and / or a bucket integrally formed with the running disk each of which may include at least one airfoil segment.

[0013] Fig. 1 zeigt eine schematisierte Ansicht eines beispielhaften Gasturbinenantriebs 10. In der beispielhaften Ausführungsform enthält der Gasturbinenantrieb 10 einen Einlassabschnitt 12, einen Verdichterabschnitt 14, der stromabwärts von dem Einlassabschnitt 12 angeschlossen ist, einen Brennkammerabschnitt 16, der stromabwärts von dem Verdichterabschnitt 14 angeschlossen ist, einen Turbinenabschnitt 18, der stromabwärts von dem Brennkammerabschnitt 16 angeschlossen ist, und einen Auslassabschnitt 20. Der Turbinenabschnitt 18 enthält eine Rotoranordnung 22, die mit dem Verdichterabschnitt 14 über eine Antriebswelle 32 gekoppelt ist. Der Brennkammerabschnitt 16 enthält mehrere Brennkammern 24. Der Brennkammerabschnitt 16 ist mit dem Verdichterabschnitt 14 derart gekoppelt, dass jede Brennkammer 24 mit dem Verdichterabschnitt 14 in Strömungsverbindung steht, und derart, dass die Brennstoffdüsenanordnung 26 mit jeder Brennkammer 24 gekoppelt ist. Der Turbinenabschnitt 18 ist mit dem Verdichterabschnitt 14 und mit einer Last, wie beispielsweise, jedoch nicht darauf beschränkt, einem elektrischen Generator und einer mechanischen Antriebseinrichtung, drehfest verbunden. In der beispielhaften Ausführungsform enthalten der Verdichterabschnitt 14 und der Turbinenabschnitt 18 jeweils wenigstens eine mit der Rotoranordnung 22 gekoppelte Turbinenschaufel oder Schaufeleinrichtung 30, die einen (in Fig. 1 nicht veranschaulichten) Schaufelblattabschnitt enthält. 1 shows a schematic view of an example gas turbine engine 10. In the exemplary embodiment, the gas turbine engine 10 includes an inlet section 12, a compressor section 14 connected downstream of the inlet section 12, a combustor section 16 downstream of the compressor section 14 a turbine section 18 connected downstream of the combustor section 16 and an outlet section 20. The turbine section 18 includes a rotor assembly 22 which is coupled to the compressor section 14 via a drive shaft 32. The combustor section 16 includes a plurality of combustors 24. The combustor section 16 is coupled to the compressor section 14 such that each combustor 24 is in fluid communication with the compressor section 14 and such that the fuel nozzle assembly 26 is coupled to each combustor 24. The turbine section 18 is non-rotatably connected to the compressor section 14 and to a load such as, but not limited to, an electric generator and a mechanical drive device. In the exemplary embodiment, the compressor section 14 and the turbine section 18 each include at least one turbine blade or vane device 30 coupled to the rotor assembly 22 that includes an airfoil section (not shown in FIG. 1).

[0014] Während des Betriebs leitet der Einlassabschnitt 12 Luft zu dem Verdichterabschnitt 14 hin. Der Verdichterabschnitt 14 verdichtet die Einlassluft auf einen höheren Druck und eine höhere Temperatur und gibt die verdichtete Luft zu dem Brennkammerabschnitt 16 ab. Die verdichtete Luft wird mit Brennstoff vermischt und gezündet, um Verbrennungs-gase zu erzeugen, die zu dem Turbinenabschnitt 18 strömen. Der Turbinenabschnitt 18 treibt den Verdichterabschnitt 14 und/oder die Last 28 an. Insbesondere wird wenigstens ein Teil der verdichteten Luft zu der Brennstoffdüsenanordnung 26 geliefert. Es wird Brennstoff zu der Brennstoffdüsenanordnung 26 geleitet, worin dieser mit der Luft vermischt und in dem Brennkammerabschnitt 16 gezündet wird. Es werden Verbrennungsgase erzeugt, die zu dem Turbinenabschnitt 18 geleitet werden, worin die Wärmeenergie des Gasstroms in mechanische Rotationsenergie umgesetzt wird. Abgase verlassen den Turbinenabschnitt 18 und strömen durch den Auslassabschnitt 20 zur Umgebungsatmosphäre. During operation, the inlet section 12 directs air toward the compressor section 14. The compressor section 14 compresses the intake air to a higher pressure and a higher temperature and discharges the compressed air to the combustor section 16. The compressed air is mixed with fuel and ignited to produce combustion gases that flow to the turbine section 18. The turbine section 18 drives the compressor section 14 and / or the load 28. In particular, at least a portion of the compressed air is supplied to the fuel nozzle assembly 26. Fuel is directed to the fuel nozzle assembly 26 where it is mixed with the air and ignited in the combustor section 16. Combustion gases are generated which are directed to the turbine section 18 wherein the heat energy of the gas stream is converted to mechanical rotational energy. Exhaust gases leave the turbine section 18 and flow through the outlet section 20 to the ambient atmosphere.

[0015] Fig. 2 zeigt eine vergrösserte Perspektivansicht einer beispielhaften Rotoranordnung 22, die bei dem (in Fig. 1veranschaulichten) Gasturbinenantrieb 10 verwendet werden kann. Fig. 3zeigt eine vergrösserte Schnittansicht eines Abschnitts der Rotoranordnung 22, und Fig. 4zeigt eine Querschnittsansicht der Rotoranordnung 22, geschnitten entlang der Schnittlinie 4-4 in Fig. 3. In der beispielhaften Ausführungsform enthält die Rotoranordnung 22 wenigstens eine Laufschaufel 100, die mit einer Laufscheibe 102 verbunden ist. Ausserdem enthält die Rotoranordnung 22 in der beispielhaften Ausführungsform eine erste Laufschaufel 104, eine zweite Laufschaufel 106 und wenigstens eine dritte Laufschaufel 107. In der beispielhaften Ausführungsform ist jede Laufschaufel 100 mit einer Laufscheibe 102 gekoppelt, die mit einer Rotorwelle, beispielsweise der (in Fig. 1veranschaulichten) Antriebswelle 32, drehfest verbunden ist. In einer alternativen Ausführungsform sind die Laufschaufein 100 in einer (nicht veranschaulichten) Rotorwelle montiert. Wenn insbesondere die Laufschaufein 100 an eine Laufscheibe 102 angekoppelt sind, ist zwischen benachbarten, in Umfangs-richtung voneinander beabstandeten Laufschaufein 100 ein Spalt 108 definiert. In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich jede Laufschaufel 100 radial nach aussen von der Laufscheibe 102 und enthält ein Schaufelblatt 110, eine Plattform 112, einen Schaft 114 und einen Schwalbenschwanz 116. Jedes Schaufelblatt 110 enthält eine erste Seitenwand 118 und eine zweite Seitenwand 120, die mit der ersten Seitenwand 118 verbunden ist, um das Schaufelblatt 110 zu bilden. FIG. 2 is an enlarged perspective view of an exemplary rotor assembly 22 that may be used with the gas turbine engine 10 (shown in FIG. 1). FIG. 3 shows an enlarged sectional view of a portion of the rotor assembly 22, and FIG. 4 shows a cross-sectional view of the rotor assembly 22 taken along section line 4-4 in FIG. 3. In the exemplary embodiment, the rotor assembly 22 includes at least one blade 100 connected to a rotor Running disk 102 is connected. In addition, in the exemplary embodiment, the rotor assembly 22 includes a first blade 104, a second blade 106, and at least one third blade 107. In the exemplary embodiment, each blade 100 is coupled to a rotor disk 102 that is coupled to a rotor shaft, such as the rotor shaft (shown in FIG. 1) drive shaft 32 is rotatably connected. In an alternative embodiment, the rotor blades 100 are mounted in a rotor shaft (not shown). Specifically, when the blades 100 are coupled to a rotor disk 102, a gap 108 is defined between adjacent circumferentially spaced rotor blades 100. In the exemplary embodiment, each blade 100 extends radially outward from the rotor disk 102 and includes an airfoil 110, a platform 112, a shaft 114, and a dovetail 116. Each airfoil 110 includes a first sidewall 118 and a second sidewall 120 that communicate with the first side wall 118 is connected to form the airfoil 110.

[0016] In der beispielhaften Ausführungsform ist die erste Seitenwand 118 konvex und definiert eine Saugseite 119 des Schaufelblattes 110, während die zweite Seitenwand 120 konkav ist und eine Druckseite 121 des Schaufelblattes 110 definiert. Die erste Seitenwand 118 ist entlang einer Vorderkante 122 und entlang einer axial beabstandeten Hinterkante 124 des Schaufelblattes 110 mit der zweiten Seitenwand 120 verbunden. Insbesondere ist die Hinterkante 124 des Schaufelblattes in Sehnenrichtung im Abstand und stromabwärts von der Vorderkante 122 des Schaufelblattes angeordnet. Die erste Seitenwand 118 und die zweite Seitenwand 120 erstrecken sich jeweils in Längsrichtung oder radial nach aussen in Spannweitenrichtung von einem Schaufelfuss 126 aus, der benachbart zu der Plattform 112 positioniert ist, bis zu einer Schaufelblattspitze 128. In der beispielhaften Ausführungsform ist innerhalb des Schaufelblattes 110 zwischen der ersten Seitenwand 118 und der zweiten Seitenwand 120 eine innere Kühlkammer 130 gebildet, die sich durch die Plattform 112, durch den Schaft 114 hindurch und in den Schwalbenschwanz 116 hinein erstreckt. In the exemplary embodiment, the first sidewall 118 is convex and defines a suction side 119 of the airfoil 110, while the second sidewall 120 is concave and defines a pressure side 121 of the airfoil 110. The first sidewall 118 is connected to the second sidewall 120 along a leading edge 122 and along an axially spaced trailing edge 124 of the airfoil 110. In particular, the trailing edge 124 of the airfoil is disposed in the chordwise direction spaced and downstream of the leading edge 122 of the airfoil. The first sidewall 118 and the second sidewall 120 each extend longitudinally or radially outwardly in the spanwise direction from a blade root 126 positioned adjacent to the platform 112 to a blade tip 128. In the exemplary embodiment, within the airfoil 110 an inner cooling chamber 130 is formed between the first side wall 118 and the second side wall 120, which extends through the platform 112, through the shaft 114, and into the dovetail 116.

[0017] Die Plattform 112 erstreckt sich zwischen dem Schaufelblatt 110 und dem Schaft 114 derart, dass jedes Schaufelblatt 110 von der Plattform 112 radial nach aussen ragt. Der Schaft 114 erstreckt sich radial nach innen von der Plattform 112 aus bis zu dem Schwalbenschwanz 116. Der Schwalbenschwänz 116 erstreckt sich von dem Schaft 114 radial nach innen, um den Laufschaufeln 100 zu ermöglichen, mit der Laufscheibe 102 gekoppelt zu sein. Die Plattform 112 enthält eine stromaufwärtige Seite oder einen stromaufwärtigen Rand 132 und eine stromabwärtige Seite oder einen stromabwärtigen Rand 134, die mit einer druckseitigen Kante 136 und einer gegenüberliegenden saugseitigen Kante 138 gemeinsam verbunden sind. Wenn die Laufschaufein 100 mit der Laufscheibe 102 verbunden sind, ist ein Spalt 140 zwischen in Umfangsrichtung benachbarten Laufschaufelplattformen 112 und insbesondere zwischen der druckseitigen Kante 136 und einer benachbarten saugseitigen Kante 138 gebildet. The platform 112 extends between the airfoil 110 and the shaft 114 such that each airfoil 110 protrudes radially outward from the platform 112. The shaft 114 extends radially inwardly from the platform 112 to the dovetail 116. The dovetail 116 extends radially inward from the shaft 114 to allow the blades 100 to be coupled to the rotor disk 102. The platform 112 includes an upstream side or edge 132 and a downstream side or edge 134 that are commonly connected to a pressure side edge 136 and an opposite suction side edge 138. When the blades 100 are connected to the runner 102, a gap 140 is formed between circumferentially adjacent blade platforms 112, and particularly between the pressure-side edge 136 and an adjacent suction-side edge 138.

[0018] In der beispielhaften Ausführungsform enthält der Schaft 114 eine erste Seitenwand 142, eine zweite Seitenwand 144, eine stromaufwärtige Seitenwand oder vordere Deckplatte 146 und eine entgegengesetzte stromabwärtige Seitenwand oder hintere Deckplatte 148. Ausserdem ist die erste Seitenwand 142 in der beispielhaften Ausführungsform im Wesentlichen konkav und zwischen der vorderen Deckplatte 146 und der hinteren Deckplatte 148 derart eingebunden, dass die vordere Deckplatte 146 der hinteren Deckplatte 148 gegenüberliegt. Die zweite Seitenwand 144 ist im Wesentlichen konvex und zwischen der vorderen Deckplatte 146 und der hinteren Deckplatte 148 angeschlossen. In einer Ausführungsform ist die erste Seitenwand 142 mit der zweiten Seitenwand 144 derart verbunden, dass ein Hohlraum 150 wenigstens teilweise zwischen der ersten Seitenwand 142 und der zweiten Seitenwand 144 definiert ist. In einer alternativen Ausführungsform ist die erste Seitenwand 142 mit der zweiten Seitenwand 144 derart gekoppelt, dass ein unitäres, eine einstückige Einheit bildendes Element, das sich zwischen der vorderen Deckplatte 146 und der hinteren Deckplatte 148 erstreckt, gebildet ist. In einer weiteren alternativen Ausführungsform ist der Schaft 114 als ein unitäres Element ausgebildet. In der beispielhaften Ausführungsform sind die erste Seitenwand 142 und die zweite Seitenwand 144 jeweils in Bezug auf die vordere Deckplatte 146 bzw. die hintere Deckplatte 148 vertieft bzw. zurückversetzt angeordnet, so dass, wenn die Laufschaufein 100 mit der Laufscheibe 102 gekoppelt sind, ein Schafthohlraum 152 zwischen der ersten Seitenwand 142 und einer benachbarten zweiten Seitenwand 144 definiert ist. In the exemplary embodiment, the shaft 114 includes a first side wall 142, a second side wall 144, an upstream side wall or front cover plate 146, and an opposite downstream side wall or rear cover plate 148. In addition, the first side wall 142 is substantially in the exemplary embodiment concave and sandwiched between the front cover plate 146 and the rear cover plate 148 such that the front cover plate 146 faces the rear cover plate 148. The second side wall 144 is substantially convex and connected between the front cover plate 146 and the rear cover plate 148. In one embodiment, the first sidewall 142 is connected to the second sidewall 144 such that a cavity 150 is at least partially defined between the first sidewall 142 and the second sidewall 144. In an alternative embodiment, the first sidewall 142 is coupled to the second sidewall 144 such that a unitary, one-piece unit forming member extending between the front cover plate 146 and the rear cover plate 148 is formed. In a further alternative embodiment, the shaft 114 is formed as a unitary element. In the exemplary embodiment, the first sidewall 142 and the second sidewall 144 are each recessed with respect to the front cover plate 146 and the rear cover plate 148, respectively, so that when the rotor blades 100 are coupled to the rotor disk 102, a shaft cavity 152 is defined between the first side wall 142 and an adjacent second side wall 144.

[0019] In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich ein als Engelsflügel (Angle Wing) bezeichneter vorderer Dichtungssteg 154 von der vorderen Deckplatte 146 nach aussen. Ein hinterer Engelsflügel 156 erstreckt sich von der hinterren Deckplatte 148 nach aussen. Der vordere Engelsflügel 154 und der hintere Engelsflügel 156 unterstützen jeweils eine Abdichtung der (nicht veranschaulichten) vorderen und hinteren Engelsflügelpufferhohlräume, die innerhalb der Rotoranordnung 22 ausgebildet sind. Ausserdem erstreckt sich ein vorderer unterer Engelsflügel 158 von der vorderen Deckplatte 146 nach aussen, und er ist konfiguriert, um eine Abdichtung zwischen der Laufschaufel 100 und der Laufscheibe 102 zu ermöglichen. Insbesondere erstreckt sich der vordere untere Engelsflügel 158 von der vorderen Deckplatte 146 nach aussen zwischen dem Schwalbenschwanz 116 und dem vorderen Engelsflügel 154. In the exemplary embodiment, a front seal land 154, referred to as an angel wing, extends outwardly from the front deck plate 146. A rear angel wing 156 extends outwardly from the rear cover plate 148. The front angel wing 154 and the rear angel wing 156 each support a seal of the front and rear angel wing buffer cavities (not shown) formed within the rotor assembly 22. In addition, a front lower angel wing 158 extends outwardly from the front cover plate 146 and is configured to facilitate sealing between the blade 100 and the rotor disk 102. In particular, the front lower angel wing 158 extends outwardly from the front cover plate 146 between the dovetail 116 and the front angel wing 154.

[0020] In der beispielhaften Ausführungsform enthält die hintere Deckplatte 148 einen Vorderkantenabschnitt 164 und einen in Umfangsrichtung beabstandeten Hinterkantenabschnitt 166. Eine erste Dichtungsanordnung 168 ist mit dem Vorderkantenabschnitt 164 gekoppelt, und eine zweite Dichtungsanordnung 170 ist mit dem Hinterkantenabschnitt 166 gekoppelt. In der beispielhaften Ausführungsform wirkt die erste Dichtungsanordnung 168 mit einer benachbarten zweiten Dichtungsanordnung 170 zusammen, wenn die Laufschaufeln 100 mit der Laufscheibe 102 verbunden sind. Die erste Dichtungsanordnung 168 und die zweite Dichtungsanordnung 170 erstrecken sich jeweils zwischen dem Schwalbenschwanz 116 und der Plattform 112, und jede unterstützt eine Abdichtung des Schafthohlraums 152. In der beispielhaften Ausführungsform wirken die erste Dichtungsanordnung 168 und die zweite Dichtungsanordnung 170 zusammen, um einen Dichtungspfad 172 zwischen einer ersten hinteren Deckplatte 148 und einer benachbarten zweiten hinteren Deckplatte 148 zu bilden. Der Dichtungspfad 172 ermöglicht eine Reduktion eines Luftvolumens, das zwischen in Umfangsrichtung benachbarten Laufschaufelschäften 114 geleitet wird. Insbesondere ermöglicht der Dichtungspfad 172 eine Reduktion des Luftvolumens, das von der vorderen Deckplatte 146 zu der hinteren Deckplatte 148 durch den Schafthohlraum 152 geleitet werden muss, um eine Heissgasströmung daran zu hindern, in den Schafthohlraum 152 einzutreten. In the exemplary embodiment, the rear cover plate 148 includes a leading edge portion 164 and a circumferentially spaced trailing edge portion 166. A first seal assembly 168 is coupled to the leading edge portion 164 and a second seal assembly 170 is coupled to the trailing edge portion 166. In the exemplary embodiment, the first seal assembly 168 cooperates with an adjacent second seal assembly 170 when the blades 100 are connected to the rotor disk 102. Each of the first seal assembly 168 and the second seal assembly 170 extends between the dovetail 116 and the platform 112, and each supports sealing of the stem cavity 152. In the exemplary embodiment, the first seal assembly 168 and the second seal assembly 170 cooperate to form a seal path 172 between a first rear cover plate 148 and an adjacent second rear cover plate 148. The seal path 172 allows a reduction in air volume directed between circumferentially adjacent blade shafts 114. In particular, the seal path 172 permits a reduction in the volume of air that must be directed from the front cover plate 146 to the rear cover plate 148 through the shaft cavity 152 to prevent hot gas flow from entering the shaft cavity 152.

[0021] In der beispielhaften Ausführungsform erstreckt sich die hintere Deckplatte 148 über eine radiale Höhe r1 hinweg von dem Schwalbenschwanz 116 zu einer Plattforminnenfläche 174. Die erste Dichtungsanordnung 168 und die zweite Dichtungsanordnung 170 erstrecken sich jeweils über eine radiale Höhe r2 hinweg von dem Schwalbenschwanz 116 bis zu der Plattforminnenfläche 174. Die radiale Höhe r2ist ungefähr die gleiche Höhe wie die radiale Höhe r1der hinteren Deckplatte 148. In einer Ausführungsform erstreckt/erstrecken sich die erste Dichtungsanordnung 168 und/oder die zweite Dichtungsanordnung 170 über die volle radiale Höhe r1 der hinteren Deckplatte 148 hinweg. In the exemplary embodiment, the rear deck plate 148 extends from the dovetail 116 to a platform inner surface 174 over a radial height r1. The first seal assembly 168 and the second seal assembly 170 each extend from the dovetail 116 a radial height r2 to the platform inner surface 174. The radial height r2 is approximately the same height as the radial height r1 of the rear cover plate 148. In one embodiment, the first seal assembly 168 and / or the second seal assembly 170 extends across the full radial height r1 of the rear cover plate Away.

[0022] In einer Ausführungsform enthält die erste Dichtungsanordnung 168 einen Dichtungsfortsatz 176, der sich von dem Vorderkantenabschnitt 164 nach aussen zu einem Hinterkantenabschnitt 166 einer benachbarten Laufschaufel hin erstreckt. Die zweite Dichtungsanordnung 170 enthält eine ausgesparte bzw. vertiefte Dichtungsnut 178, die innerhalb des Hinterkantenabschnitts 166 ausgebildet ist. Die vertiefte Dichtungsnut 178 ist bemessen, um einen benachbarten Dichtungsfortsatz 176 aufzunehmen, so dass die vertiefte Dichtungsnut 178 und der Dichtungsfortsatz 176 zusammenwirken, um den Dichtungspfad 172 zu bilden. In einer alternativen Ausführungsform enthält die erste Dichtungsanordnung 168 die vertiefte Dichtungsnut 178, und die zweite Dichtungsanordnung 170 enthält den Dichtungsfortsatz 176. In one embodiment, the first seal assembly 168 includes a seal extension 176 extending outwardly from the leading edge portion 164 to a trailing edge portion 166 of an adjacent blade. The second seal assembly 170 includes a recessed seal groove 178 formed within the trailing edge portion 166. The recessed seal groove 178 is sized to receive an adjacent seal extension 176 such that the recessed seal groove 178 and the seal extension 176 cooperate to form the seal path 172. In an alternative embodiment, the first seal assembly 168 includes the recessed seal groove 178, and the second seal assembly 170 includes the seal extension 176.

[0023] In der beispielhaften Ausführungsform enthält die erste Laufschaufel 104 die erste Dichtungsanordnung 168, einschliesslich des Dichtungsfortsatzes 176, und die zweite Dichtungsanordnung 170, einschliesslich der vertieften Dichtungsnut 178. In einer alternativen Ausführungsform enthält die erste Laufschaufel 104 die erste Dichtungsanordnung 168, einschliesslich der vertieften Dichtungsnut 178, und die zweite Dichtungsanordnung 170, einschliesslich eines Dichtungsfortsatzes 176. In einer Ausführungsform enthält die zweite Laufschaufel 106 die erste Dichtungsanordnung 168 und die zweite Dichtungsanordnung 170, die jeweils einen Dichtungsfortsatz 176 enthalten. In einer alternativen Ausführungsform enthält die zweite Laufschaufel 106 die erste Dichtungsanordnung 168 und die zweite Dichtungsanordnung 170, die jeweils die vertiefte Dichtungsnut 178 enthalten. In the exemplary embodiment, the first bucket 104 includes the first seal assembly 168, including the seal extension 176, and the second seal assembly 170, including the recessed seal groove 178. In an alternative embodiment, the first bucket 104 includes the first seal assembly 168, including the first recessed seal groove 178, and the second seal assembly 170, including a seal extension 176. In one embodiment, the second blade 106 includes the first seal assembly 168 and the second seal assembly 170, each including a seal extension 176. In an alternative embodiment, the second blade 106 includes the first seal assembly 168 and the second seal assembly 170, each containing the recessed seal groove 178.

[0024] In der beispielhaften Ausführungsform enthält die vertiefte Dichtungsnut 178 eine radial äussere Fläche 184, die sich zwischen dem Schwalbenschwanz 116 und der Plattforminnenfläche 174 erstreckt. Mit der Aussenfläche 184 der vertieften Dichtungsnut ist eine abreibbare Schicht 186 verbunden. Alternativ enthält die abreibbare Schicht 186 in einer Ausführungsform einen Aluminiumverbundwerkstoff. In der beispielhaften Ausführungsform enthält der Dichtungsfortsatz 176 mehrere Labyrinthzähne 188, die sich von einer Innenfläche 190 des Dichtungsfortsatzes 176 aus nach aussen erstrecken. Die Labyrinthzähne 188 sind jeweils benachbart zu einer Aussenfläche 184 einer gegenüberliegenden vertieften Dichtungsnut positioniert, so dass zwischen dem Dichtungsfortsatz 176 und der vertieften Dichtungsnut 178 eine Labyrinthdichtung 191 gebildet ist. In the exemplary embodiment, the recessed seal groove 178 includes a radially outer surface 184 that extends between the dovetail 116 and the platform inner surface 174. An abradable layer 186 is connected to the outer surface 184 of the recessed seal groove. Alternatively, the abradable layer 186 in one embodiment includes an aluminum composite. In the exemplary embodiment, the gasket extension 176 includes a plurality of labyrinth teeth 188 that extend outwardly from an inner surface 190 of the gasket extension 176. The labyrinth teeth 188 are each positioned adjacent to an outer surface 184 of an opposing recessed seal groove such that a labyrinth seal 191 is formed between the seal extension 176 and the recessed seal groove 178.

[0025] In der beispielhaften Ausführungsform enthält der Schaft 114 einen Vorderkanten-Radialdichtungsstiftschlitz 192, der sich im Wesentlichen radial durch den Schaft 114 wenigstens teilweise zwischen der Plattform 112 und dem Schwalbenschwanz 116 erstreckt. Insbesondere ist der Vorder-kanten-Radialdichtungsstiftschlitz 192 innerhalb der vorderen Deckplatte 146 des Schaftes definiert und benachbart zu der konvexen Schaftseitenwand 144 angeordnet. Der Vorderkanten-Radialdichtungsstiftschlitz 192 ist bemessen, um einen radialen Dichtungsstift 194 aufzunehmen, um eine Abdichtung zwischen benachbarten vorderen Deckplatten 146 zu ermöglichen, wenn die Laufschaufein 100 innerhalb der Rotorscheibe 102 angeschlossen sind. In einer Ausführungsform wird der radiale Dichtungsstift 194 nicht in den Vorderkanten-Radialdichtungsstiftschlitz 192 eingefügt. In einer alternativen Ausführungsform enthält die vordere Deckplatte 146 eine erste Dichtungsanordnung 168 und eine zweite Dichtungsanordnung 170. In the exemplary embodiment, the shaft 114 includes a leading edge radial seal pin slot 192 that extends at least partially radially through the shaft 114 between the platform 112 and the dovetail 116. In particular, the leading edge radial seal pin slot 192 is defined within the front cover plate 146 of the shaft and located adjacent to the convex shaft side wall 144. The leading edge radial seal pin slot 192 is sized to receive a radial seal pin 194 to facilitate sealing between adjacent front cover plates 146 when the rotor blades 100 are connected within the rotor disk 102. In one embodiment, the radial seal pin 194 is not inserted into the leading edge radial seal pin slot 192. In an alternative embodiment, the front cover plate 146 includes a first seal assembly 168 and a second seal assembly 170.

[0026] Bezugnehmend auf Fig. 3erzeugt der Brennkammerabschnitt 16 in der beispielhaften Ausführungsform während eines Betriebs der Gasturbinenantriebsanordnung 10 Verbrennungsgase, die durch Pfeile 196 dargestellt sind, und leitet diese zu der Rotoranordnung 22. Die Verbrennungsgase 196 gelangen mit den Laufschaufein 100 in Kontakt, wodurch die Rotoranordnung 22 zur Rotation an der Antriebswelle 32 veranlasst wird. Wenigstens ein Teil der Verbrennungsgase 196 tritt durch benachbarte vordere Deckplatten 146 hindurch, an dem radialen Dichtungsstift 194 vorbei und in den Schafthohlraum 152 hinein. Die erste Dichtungsanordnung 168 und die zweite Dichtungsanordnung 170 helfen jeweils, die Verbrennungsgase 196 am Hindurchströmen durch benachbarte hintere Deckplatten 148 zu hindern und bewirken eine Erhöhung eines Fluiddrucks innerhalb des Schafthohlraums 152, der eine Reduktion eines Volumens der in den Schafthohlraum 152 eintretenden Verbrennungsgase 196 ermöglicht. Referring to FIG. 3, in the exemplary embodiment, during operation of the gas turbine engine assembly 10, the combustor portion 16 generates combustion gases, represented by arrows 196, and directs them to the rotor assembly 22. The combustion gases 196 contact the rotor blade 100, thereby the rotor assembly 22 is caused to rotate on the drive shaft 32. At least a portion of the combustion gases 196 pass through adjacent front cover plates 146, past the radial seal pin 194, and into the shaft cavity 152. Each of the first seal assembly 168 and the second seal assembly 170 helps to prevent the combustion gases 196 from flowing through adjacent rear cover plates 148 and causes an increase in fluid pressure within the shaft cavity 152 which permits a reduction in a volume of the combustion gases 196 entering the shaft cavity 152.

[0027] Die oben beschriebenen Verfahren und Vorrichtungen ermöglichen eine Reduktion einer Betriebstemperatur einer Rotoranordnung. Insbesondere ermöglicht die zwischen benachbarten Laufschaufein gebildete Labyrinthdichtung eine Reduktion der Kühlfluidleckage zwischen benachbarten Laufschaufeln. Ausserdem ermöglichen die hierin beschriebenen Ausführungsformen eine Erhöhung eines Gegendrucks eines Kühlfluids innerhalb eines Schafthohlraums, was eine Erhöhung eines Kühlfluidflusses zu den Laufschaufein zur Reduktion einer Betriebstemperatur der Rotoranordnung ermöglicht. An sich wird eine Reduktion der Kosten der Instandhaltung des Gasturbinenantriebsystems ermöglicht. The methods and devices described above allow a reduction in an operating temperature of a rotor assembly. In particular, the labyrinth seal formed between adjacent blades allows a reduction in cooling fluid leakage between adjacent blades. In addition, the embodiments described herein enable an increase in back pressure of a cooling fluid within a shaft cavity, which allows an increase in cooling fluid flow to the rotor blade to reduce an operating temperature of the rotor assembly. As such, a reduction in the cost of servicing the gas turbine engine system is made possible.

[0028] Beispielhafte Ausführungsformen von Verfahren und Vorrichtungen für eine Turbinenlaufschaufelanordnung sind vorstehend in Einzelheiten beschrieben. Die Verfahren und Vorrichtungen sind nicht auf die hierin beschriebenen speziellen Ausführungsformen beschränkt, so dass vielmehr Komponenten der Systeme und/oder Schritte des Verfahrens unabhängig und gesondert von anderen hierin beschriebenen Komponenten und/oder Schritten verwendet werden können. Zum Beispiel können die Verfahren und Vorrichtungen auch in Verbindung mit anderen Verbrennungssystemen und Verfahren verwendet werden und sind nicht darauf beschränkt, nur mit der Gasturbinenantriebsanordnung, wie sie hierin beschrieben ist, in die Praxis umgesetzt zu werden. Vielmehr kann die beispielhafte Ausführungsform in Verbindung mit vielen weiteren Verbrennungssystemanwendungen ausgeführt und verwendet werden. Exemplary embodiments of methods and apparatus for a turbine blade assembly are described above in detail. The methods and apparatus are not limited to the specific embodiments described herein, and, rather, components of the systems and / or steps of the method may be used independently and separately from other components and / or steps described herein. For example, the methods and apparatuses may also be used in conjunction with other combustion systems and methods, and are not limited to being practiced only with the gas turbine engine assembly as described herein. Rather, the exemplary embodiment may be practiced and used in conjunction with many other combustion system applications.

[0029] Obwohl spezielle Merkmale verschiedener Ausführungsformen der Erfindung in einigen Zeichnungen veranschaulicht sein können und in anderen nicht, dient dies nur der Einfachheit bzw. Zweckmässigkeit. Ausserdem sollen Bezugnahmen auf «eine Ausführungsform» in der vorstehenden Beschreibung nicht derart interpretiert werden, als würden sie die Existenz weiterer Ausführungsformen, die ebenfalls die angegebenen Merkmale enthalten, ausschliessen. Gemäss den Prinzipien der Erfindung kann jedes Merkmal aus einer Zeichnung in Verbindung mit einem beliebigen Merkmal irgendeiner anderen Zeichnung in Bezug genommen und/oder beansprucht werden. Although specific features of various embodiments of the invention may be illustrated in some drawings and not in others, this is for convenience only. Furthermore, references to "one embodiment" in the above description should not be interpreted as excluding the existence of further embodiments that also incorporate the recited features. In accordance with the principles of the invention, each feature of one drawing may be referenced and / or claimed in connection with any feature of any other drawing.

[0030] Diese Beschreibung verwendet Beispiele, um die Erfindung, einschliesslich der besten Ausführungsart, zu offenbaren und auch um jedem Fachmann auf dem Gebiet zu ermöglichen, die Erfindung in die Praxis umzusetzen, wozu die Schaffung und Verwendung jeglicher Vorrichtungen oder Systeme und die Durchführung jeglicher enthaltener Verfahren gehören. Der patentierbare Umfang der Erfindung ist durch die Ansprüche definiert und kann weitere Beispiele enthalten, die Fachleuten auf dem Gebiet einfallen. Derartige weitere Beispiele sollen in dem Schutzumfang der Ansprüche enthalten sein, wenn sie strukturelle Elemente aufweisen, die sich von dem Wortsinn der Ansprüche nicht unterscheiden, oder wenn sie äquivalente strukturelle Elemente mit gegenüber dem Wortsinn der Ansprüche unwesentlichen Unterschieden enthalten. This specification uses examples to disclose the invention, including the best mode, and also to enable any person skilled in the art to practice the invention, including the creation and use of any devices or systems and the performance of any included in the procedure. The patentable scope of the invention is defined by the claims, and may include other examples that occur to those skilled in the art. Such other examples are intended to be within the scope of the claims if they have structural elements that do not differ from the literal language of the claims, or if they include equivalent structural elements with insubstantial differences from the literal languages of the claims.

[0031] Es ist eine Laufschaufel 100 für einen Turbinenantrieb 10 geschaffen. Die Laufschaufel enthält eine Plattform 112, die eine radial äussere Fläche 184 und eine radial innere Fläche 190 enthält, ein Schaufelblatt 110, das sich von der Plattform radial nach aussen erstreckt, einen Schwalbenschwanz 116, der eingerichtet ist, um mit einem Laufrad gekoppelt zu sein, einen Schaft 114, der sich zwischen der Plattform und dem Schwalbenschwanz erstreckt, wobei der Schaft wenigstens eine Deckplatte 146, 148 enthält, die sich von der Plattform nach innen zu dem Schwalbenschwanz erstreckt, und wenigstens eine Dichtungsanordnung 168, 170, die mit der Deckplatte gekoppelt ist, wobei sich die Dichtungsanordnung von dem Schwalbenschwanz zu der Plattform erstreckt, wobei die Dichtungsanordnung einen Dichtungspfad 172 zwischen der Laufschaufel und einer in Umfangsrichtung benachbarten Laufschaufel bildet. It is a blade 100 created for a turbine drive 10. The blade includes a platform 112 that includes a radially outer surface 184 and a radially inner surface 190, an airfoil 110 that extends radially outward from the platform, a dovetail 116 configured to be coupled to an impeller a shaft 114 extending between the platform and the dovetail, the shaft including at least one cover plate 146, 148 extending inwardly from the platform to the dovetail, and at least one seal assembly 168, 170 connected to the cover plate coupled, wherein the seal assembly extends from the dovetail to the platform, wherein the seal assembly forms a sealing path 172 between the blade and a circumferentially adjacent blade.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

[0032] <tb>10<sep>Gasturbinenantrieb <tb>12<sep>Einlassabschnitt <tb>14<sep>Verdichterabschnitt <tb>16<sep>Brennkammerabschnitt <tb>18<sep>Turbinenabschnitt <tb>20<sep>Auslassabschnitt <tb>22<sep>Rotoranordnung <tb>24<sep>Brennkammer <tb>26<sep>Brennstoffdüsenanordnung <tb>28<sep>Last <tb>30<sep>Turbinenschaufel oder Schaufeleinrichtung <tb>32<sep>Antriebswelle oder Rotorwelle <tb>100<sep>Laufschaufein <tb>102<sep>Laufscheibe <tb>104<sep>Erste Laufschaufel <tb>106<sep>Zweite Laufschaufel <tb>107<sep>Dritte Laufschaufel <tb>108<sep>Spalt <tb>110<sep>Schaufelblatt <tb>112<sep>Plattform <tb>114<sep>Schaft <tb>116<sep>Schwalbenschwanz <tb>118<sep>Erste Seitenwand <tb>119<sep>Saugseite <tb>120<sep>Zweite Seitenwand <tb>121<sep>Druckseite <tb>122<sep>Vorderkante <tb>124<sep>Hinterkante <tb>126<sep>Schaufelfuss <tb>128<sep>Schaufelblattspitze <tb>130<sep>Innere Kühlkammer <tb>132<sep>Stromaufwärtige Seite oder stromaufwärtiger Rand <tb>134<sep>Stromabwärtige Seite oder stromabwärtiger Rand <tb>136<sep>Druckseitenkante <tb>138<sep>Saugseitenkante <tb>140<sep>Spalt <tb>142<sep>Erste Seitenwand <tb>144<sep>Zweite Seitenwand <tb>146<sep>Vordere Deckplatte <tb>148<sep>Hintere Deckplatte <tb>150<sep>Hohlraum <tb>152<sep>Schafthohlräum <tb>154<sep>Vorderer Engelsflügel <tb>156<sep>Hinterer Engelsflügel <tb>158<sep>Vorderer unterer Engelsflügel <tb>164<sep>Vorderkantenabschnitt <tb>166<sep>Hinterkantenabschnitt der Schaufel <tb>168<sep>Erste Dichtungsanordnung <tb>170<sep>Zweite Dichtungsanordnung <tb>172<sep>Dichtungspfad <tb>174<sep>Innere Plattformfläche <tb>176<sep>Dichtungsfortsatz <tb>178<sep>Ausgesparte, vertiefte Dichtungsnut <tb>184<sep>Radial äussere Fläche oder Aussenfläche der <tb><sep>Dichtungsnut <tb>186<sep>Abreibbare Schicht <tb>188<sep>Labyrinthzahne <tb>190<sep>Innenfläche <tb>191<sep>Labyrinthdichtung <tb>192<sep>Radialer Dichtungsstiftschlitz <tb>194<sep>Radialer Dichtungsstift <tb>196<sep>Verbrennungsgase[0032] <Tb> 10 <sep> Gas turbine engine <Tb> 12 <sep> inlet section <Tb> 14 <sep> compressor section <Tb> 16 <sep> combustor section <Tb> 18 <sep> turbine section <Tb> 20 <sep> outlet <Tb> 22 <sep> rotor assembly <Tb> 24 <sep> combustion chamber <Tb> 26 <sep> fuel nozzle assembly <Tb> 28 <sep> Last <tb> 30 <sep> turbine blade or vane device <tb> 32 <sep> drive shaft or rotor shaft <Tb> 100 <sep> rotor blades <Tb> 102 <sep> sheave <tb> 104 <sep> First Blade <tb> 106 <sep> Second Blade <tb> 107 <sep> Third blade <Tb> 108 <sep> gap <Tb> 110 <sep> blade <Tb> 112 <sep> Platform <Tb> 114 <sep> End <Tb> 116 <sep> Swallowtail <tb> 118 <sep> First sidewall <Tb> 119 <sep> suction <tb> 120 <sep> Second sidewall <Tb> 121 <sep> print page <Tb> 122 <sep> leading edge <Tb> 124 <sep> trailing edge <Tb> 126 <sep> blade root <Tb> 128 <sep> blade tip <tb> 130 <sep> Inner cooling chamber <tb> 132 <sep> upstream side or upstream edge <tb> 134 <sep> Downstream side or downstream edge <Tb> 136 <sep> Pressure side edge <Tb> 138 <sep> Saugseitenkante <Tb> 140 <sep> gap <tb> 142 <sep> First sidewall <tb> 144 <sep> Second sidewall <tb> 146 <sep> Front cover plate <tb> 148 <sep> Rear cover plate <Tb> 150 <sep> cavity <Tb> 152 <sep> Schafthohlräum <tb> 154 <sep> Front Angel Wing <tb> 156 <sep> Rear angel wing <tb> 158 <sep> Front lower angel wing <Tb> 164 <sep> leading edge section <tb> 166 <sep> Trailing edge portion of the bucket <tb> 168 <sep> First seal arrangement <tb> 170 <sep> Second Sealing Arrangement <Tb> 172 <sep> sealing path <tb> 174 <sep> Inner deck area <Tb> 176 <sep> seal extension <tb> 178 <sep> recessed, recessed gasket groove <tb> 184 <sep> Radial outer surface or outer surface of the <Tb> <sep> seal groove <tb> 186 <sep> Abradable layer <Tb> 188 <sep> labyrinth teeth <Tb> 190 <sep> inner surface <Tb> 191 <sep> labyrinth seal <tb> 192 <sep> Radial seal pin slot <tb> 194 <sep> Radial sealing pin <Tb> 196 <sep> combustion gases

Claims

A rotor blade (100) for a turbine engine (10), the rotor blade comprising: a platform (112) having a radially outer surface (184) and a radially inner surface (190); an airfoil (110) extending radially outwardly from the platform; a dovetail (116) adapted to be coupled to an impeller; a shaft (114) extending between the platform and the dovetail, the shaft having at least one cover plate (146, 148) extending from the platform to the dovetail; and at least one seal assembly (168, 170) coupled to the cover plate, the seal assembly extending from the dovetail to the platform, the seal assembly forming a seal path (172) between the blade and a circumferentially adjacent blade.

The blade (100) of claim 1, wherein the seal assembly (168, 170) includes a seal extension (176) connected to the cover plate (146, 148), the seal extension projecting outwardly from the cover plate toward a first end adjacent blade extends.

The blade (100) of claim 2, wherein the gasket extension (176) includes a plurality of labyrinth teeth (188) extending outwardly from the gasket extension, the labyrinth teeth being configured to form a tortuous path between the gasket extension and an adjacent blade ,

The blade (100) of claim 1, wherein the seal assembly (168, 170) includes a recessed seal groove (178) formed in the cover plate (146, 148).

5. The blade (100) of claim 4, wherein the seal groove (178) has an abradable surface extending from an outer surface (184) of the seal groove.

The blade (100) of claim 1, further comprising a first seal assembly (168) coupled to the cover plate (146, 148) and an opposed second seal assembly (170) coupled to the cover plate.

The blade (100) of claim 6, wherein the first seal assembly (168) includes a seal extension (176), the second seal assembly (170) having a recessed groove (178).

The blade (100) of claim 6, wherein the first seal assembly (168) and the second seal assembly (170) each include a seal extension (176).

The blade (100) of claim 6 wherein the first seal assembly (168) and the second seal assembly (170) each have a recessed groove (178).

10. A gas turbine engine (10) comprising: a compressor (14); a combustor (16) connected downstream of the compressor to receive at least a portion of the air discharged from the compressor; a rotor shaft (32) coupled to the compressor; and a plurality of circumferentially spaced blades (100) coupled to the rotor shaft, each of the plurality of blades comprising: a platform (112); an airfoil (110) extending radially outwardly from the platform; a dovetail (116) coupled to the rotor shaft; a shaft (114) extending between the platform and the dovetail, the shaft having at least one cover plate (146, 148) extending inwardly from the platform to the dovetail; and at least one seal assembly (168, 170) coupled to the cover plate such that a seal path (172) is formed between adjacent rotor blades.