DE102004026386A1

DE102004026386A1 - Airfoil of a turbomachine and turbomachine

Info

Publication number: DE102004026386A1
Application number: DE102004026386A
Authority: DE
Inventors: Martin Dr. Hoeger
Original assignee: MTU Aero Engines GmbH
Current assignee: MTU Aero Engines AG
Priority date: 2004-05-29
Filing date: 2004-05-29
Publication date: 2005-12-22
Also published as: RU2006145067A; RU2383748C2; EP1759090A1; US20070177979A1; UA91191C2; WO2005116404A1

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Schaufelblatt einer Leitschaufel oder Laufschaufel einer Strömungsmaschine, insbesondere einer Gasturbine, mit mindestens einer strömungsmechanisch günstigen Aufdickung des Schaufelblattprofils an einem radial innenliegenden Endbereich und/oder einem radial außenliegenden Endbereich des Schaufelblatts. Erfindungsgemäß ist die Aufdickung (11) im Bereich einer Vorderkante (12) des Schaufelblatts unter Bildung einer Spiegelfläche (14; 17) bzw. Basisfläche angeschnitten.The invention relates to an airfoil of a guide vane or rotor blade of a turbomachine, in particular a gas turbine, with at least one favorable aerodynamic thickening of the airfoil profile at a radially inner end region and / or a radially outer end region of the airfoil. According to the invention, the thickening (11) in the region of a front edge (12) of the blade is cut to form a mirror surface (14; 17) or base surface.

Description

Die Erfindung betrifft ein Schaufelblatt einer Leitschaufel oder Laufschaufel einer Strömungsmaschine gemäß dem Oberbegriff des Patentanspruchs 1. Des weiteren betrifft die Erfindung eine Strömungsmaschine nach dem Oberbegriff des Patentanspruchs 13.The The invention relates to an airfoil of a vane or blade a turbomachine according to the generic term of claim 1. Furthermore, the invention relates to a flow machine according to the preamble of claim 13.

Die EP 0 798 447 B1 offenbart ein Schaufelblatt für Strömungsmaschinen, insbesondere für Gasturbinen, die sich in einem Ringkanal bzw. Strömungskanal in radialer Richtung erstrecken, wobei die Schaufelblätter an mindestens einer begrenzenden Seitenwand des Ringkanals eine strömungsmechanisch günstige Aufdickung des Schaufelblattprofils aufweisen. Gemäß der EP 0 798 447 B1 wird diese Aufdickung durch einen vergrößerten Vorderkantennasenradius und/oder einen vergrößerten Vorderkantenkeilwinkel und/oder einen vergrößerten Hinterkantenkeilwinkel und/oder eine größere absolute Profildicke von an die begrenzende Seitenwand anschließenden Profilschnitten gegenüber einem Referenz-Profilschnitt gebildet. Mithilfe derart ausgebildeter Schaufelblätter lassen sich Leitschaufeln sowie Laufschaufeln bzw. Leitschaufelkränze sowie Laufschaufelkränze bereitstellen, deren Schaufelgeometrie eine Sekundärströmung im Sinne einer Minimierung der Schaufelverluste beeinflusst. Nachteilig an einer solchen Schaufelblattgeometrie ist jedoch, dass sich infolge der Aufdickung einer vergrößerte axiale Baulänge des Schaufelblatts und damit letztendlich der gesamten Strömungsmaschine ergibt.The EP 0 798 447 B1 discloses an airfoil for turbomachines, in particular for gas turbines, which extend in an annular channel or flow channel in the radial direction, wherein the airfoils have on at least one limiting side wall of the annular channel a flow-mechanically favorable thickening of the airfoil profile. According to the EP 0 798 447 B1 This thickening is formed by an enlarged leading edge nose radius and / or an enlarged leading edge wedge angle and / or an enlarged trailing edge wedge angle and / or a greater absolute profile thickness of profile sections adjacent to the limiting sidewall relative to a reference profile section. With the aid of blades designed in this way, it is possible to provide guide vanes and rotor blades or vane rings as well as blade rings whose blade geometry influences a secondary flow in the sense of minimizing blade losses. However, a disadvantage of such an airfoil geometry is that as a result of the thickening an increased axial length of the airfoil and thus ultimately the entire turbomachine results.

Hiervon ausgehend liegt der vorliegenden Erfindung das Problem zu Grunde, ein neuartiges Schaufelblatt einer Leitschaufel oder Laufschaufel einer Strömungsmaschine zu schaffen.Of these, Based on the present invention, the problem underlying a novel airfoil of a vane or blade a turbomachine to accomplish.

Dieses Problem wird durch ein Schaufelblatt im Sinne von Patentanspruch 1 gelöst. Erfindungsgemäß ist die Aufdickung im Bereich einer Vorderkante des Schaufelblatts unter Bildung einer Spiegelfläche bzw. Basisfläche angeschnitten.This Problem is solved by an airfoil in the sense of claim 1 solved. According to the invention Thickening in the region of a leading edge of the airfoil below Formation of a mirror surface or footprint cut.

Im Sinne der hier vorliegenden Erfindung wird vorgeschlagen, die oder jede Aufdickung eines Schaufelblatts im Bereich einer Vorderkante des Schaufelblatts unter Bildung einer Spiegelfläche bzw. Basisfläche anzuschneiden. Hierdurch ergibt sich gegenüber dem Stand der Technik der entscheidende Vorteil, dass einerseits Sekundärströmungsverluste minimiert werden, ohne jedoch die axiale Baulänge der Schaufeln und damit der Strömungsmaschine zu verlängern. Insofern kann im Sinne der hier vorliegenden Erfindung gleichzeitig eine kompakte Bauform der Strömungsmaschine und andererseits eine Minimierung der Sekundärströmungsverluste an der Strömungsmaschine erzielt werden.in the For the purposes of the present invention, it is proposed that or Any thickening of a blade in the area of a leading edge of the airfoil to form a mirror surface or base surface. This results opposite the prior art, the decisive advantage that on the one hand Minimized secondary flow losses be, but without the axial length of the blades and thus the turbomachine to extend. In this respect, in the sense of the present invention simultaneously a compact design of the turbomachine and on the other hand a minimization of the secondary flow losses at the turbomachine be achieved.

Nach einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist die Aufdickung im Bereich der Vorderkante mit einem geradlinigen bzw. ebenen Schnitt derart angeschnitten, dass die Schnittrichtung des Schnitts in Umfangsrichtung bzw. quer zur Axialrichtung der Strömungsmaschine verläuft.To An advantageous development of the invention is the thickening in the region of the front edge with a straight or plane section such Broken that the cutting direction of the cut in the circumferential direction or transverse to the axial direction of the turbomachine.

Nach einer alternativen vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung ist die Aufdickung im Bereich der Vorderkante mit einem kreissegmentförmigen bzw. zylindersegmentförmigen Schnitt derart angeschnitten, dass eine an den vordersten Teil des Schnitts angelegte Tangente in Umfangsrichtung bzw. quer zur Axialrichtung der Strömungsmaschine verläuft.To an alternative advantageous embodiment of the invention the thickening in the region of the front edge with a circular segment-shaped or cylinder segment-shaped Cut so trimmed that one at the foremost part of the cut applied tangent in the circumferential direction or transverse to the axial direction the turbomachine runs.

Vorzugsweise ist die oder jede Aufdickung durch einen großen Rundungsradius am radial innenliegenden Endbereich und/oder radial außenliegenden Endbereich des Schaufelblatts gebildet, wobei das Verhältnis des Rundungsradius zu einer Sehnenlänge des Schaufelblatts zwischen 2% und 10% beträgt.Preferably is the or each thickening by a large radius of curvature at the radial inner end region and / or radially outer end region of the Blade formed, wherein the ratio of the radius of curvature to a chord length of the airfoil is between 2% and 10%.

Die erfindungsgemäße Strömungsmaschine ist im unabhängigen Patentanspruch 13 definiert.The Turbomachine according to the invention in the independent Claim 13 defined.

Bevorzugte Weiterbildungen der Erfindung ergeben sich aus den Unteransprüchen und der nachfolgenden Beschreibung. Ausführungsbeispiele der Erfindung werden, ohne hierauf beschränkt zu sein, an Hand der Zeichnung näher erläutert. Dabei zeigt:preferred Further developments of the invention will become apparent from the dependent claims and the following description. Embodiments of the invention without being limited to this to be closer to the drawing explained. Showing:

1 ein Schaufelblatt nach dem Stand der Technik in stark schematisierter, perspektivischer Seitenansicht; 1 a blade according to the prior art in a highly schematic, perspective side view;

2 das Schaufelblatt der 1 in Blickrichtung II der 1; 2 the blade of the 1 in view of the II 1 ;

3 ein Schaufelblatt nach dem Stand der Technik in einer Darstellung analog zu 2; 3 a blade according to the prior art in a representation analogous to 2 ;

4 einen Schnitt durch das Schaufelblatt der 3 in Schnittrichtung III-III; 4 a section through the blade of the 3 in the cutting direction III-III;

5 ein erfindungsgemäßes Schaufelblatt in stark schematisierter, perspektivischer Seitenansicht; 5 an inventive blade in a highly schematic, perspective side view;

6 das Schaufelblatt der 5 in Blickrichtung VI der 5; 6 the blade of the 5 in view of the VI 5 ;

7 ein zweites erfindungsgemäßes Schaufelblatt in einer Darstellung analog zu 6; und 7 a second inventive blade in a representation analogous to 6 ; and

8 ein drittes erfindungsgemäßes Schaufelblatt in einer Darstellung analog zu 6 und 7. 8th a third blade according to the invention in a representation analogous to 6 and 7 ,

Bevor nachfolgend unter Bezugnahme auf 5 bis 8 die hier vorliegende Erfindung in größerem Detail beschrieben wird, soll zuerst unter Bezugnahme auf 1 bis 4 auf einige aus dem Stand der Technik bekannte Zusammenhänge eingegangen werden.Before referring to below 5 to 8th The present invention will be described in more detail with reference to FIG 1 to 4 be discussed on some known from the prior art relationships.

1 zeigt ein aus dem Stand der Technik bekanntes Schaufelblatt 10 einer Laufschaufel ausschnittsweise in stark schematisierter Darstellung, wobei das Schaufelblatt 10 der Laufschaufel gemäß 1 an einem radial innenliegenden, nabenseitigen Endbereich über eine strömungsmechanisch günstige Aufdickung 11 des Schaufelblattprofils verfügt. Die Aufdickung 11 erstreckt sich dabei gemäß 2 allseitig um das Schaufelblattprofil des Schaufelblatts 10 herum, also sowohl auf einer Saugseite als auch auf einer Druckseite des Schaufelblatts 10 zwischen einer Vorderkante 12 und einer Hinterkante 13 des Schaufelblatts 10. Charakteristische Kenngrößen des Schaufelblatts 10 bzw. des Schaufelblattprofils sind gemäß 3 die Sehnenlänge 1 des Schaufelblatts, die durch den Abstand zwischen der Vorderkante 12 und der Hinterkante 13 definiert ist, sowie die maximale Profildicke d_MAX des Schaufelblatts. 1 shows a known from the prior art airfoil 10 a blade fragmentary in a highly schematic representation, wherein the blade 10 the blade according to 1 at a radially inner, hub-side end region via a flow-mechanically favorable thickening 11 of the airfoil profile has. The thickening 11 extends according to 2 all around the airfoil profile of the airfoil 10 around, so on both a suction side and on a pressure side of the airfoil 10 between a leading edge 12 and a trailing edge 13 of the airfoil 10 , Characteristic characteristics of the airfoil 10 or the airfoil profile are according to 3 the chord length 1 of the airfoil, determined by the distance between the front edge 12 and the trailing edge 13 is defined, and the maximum profile thickness d _{MAX of} the airfoil.

Gemäß 1 bis 4 wird die Aufdickung 11 am nabenseitigen Ende des Schaufelblatts 10 der weiter nicht-dargestellten Laufschaufel dadurch erzielt, dass ein nabenseitiger Profilschnitt des Schaufelblatts 10 gegenüber einem Referenz-Profilschnitt über eine größere absolute Profildicke d verfügt, wobei die Kontur der Aufdickung 11 gemäß 4 durch einen Rundungsradius r definiert ist. Mit einer solchen Aufdickung 11 lassen sich Sekundärströmungsverluste minimieren.According to 1 to 4 gets the thickening 11 at the hub end of the airfoil 10 the blade, not shown further achieved in that a hub-side profile section of the airfoil 10 compared to a reference profile section has a greater absolute profile thickness d, the contour of the thickening 11 according to 4 is defined by a rounding radius r. With such a thickening 11 can minimize secondary flow losses.

An dieser Stelle sei darauf hingewiesen, dass die in 1 bis 4 gezeigte Aufdickung 11 lediglich eine mögliche Variante von sekundärströmungsminimierenden Aufdickungen darstellt. Weitere sekundärströmungsminimierenden Aufdickungen können sich aus einer Vergrößerung der Profilparameter Vorderkantennasenradius und/oder Vorderkantenkeilwinkel und/oder Hinterkantenkeilwinkel und/oder absolute Profildicke ergeben. Hinsichtlich der Details solcher Aufdickungen wird auf die EP 0 798 447 B1 verwiesen, auf deren Offenbarungsgehalt hier durch Verweis explizit Bezug genommen wird.At this point it should be noted that the in 1 to 4 shown thickening 11 represents only one possible variant of secondary flow minimizing thickening. Further secondary flow minimizing thickenings may result from an increase in the profile parameters leading edge nose radius and / or leading edge wedge angle and / or trailing edge wedge angle and / or absolute profile thickness. Regarding the details of such thickenings is on the EP 0 798 447 B1 Reference is hereby made to the disclosure of which is hereby explicitly made by reference.

An dieser Stelle sei weiterhin darauf hingewiesen, dass im Falle von mit einem Rotor rotierenden Laufschaufeln die Schaufelblätter ausschließlich am radial innenliegenden, nabenseitige Ende über solche Aufdickungen 11 verfügen. Handelt es sich hingegen um feststehende Leitschaufeln, so ver fügen dieselben in der Regel sowohl am radial innenliegenden, nabenseitigen Ende als auch am radial außenliegenden, gehäuseseitigen Ende über jeweils eine derartige Aufdickung 11.It should also be noted at this point that, in the case of rotors rotating with a rotor, the blades only at the radially inner, hub-side end of such thickenings 11 feature. If, on the other hand, they are fixed guide vanes, they generally add to such a thickening both on the radially inner, hub-side end and on the radially outer, housing-side end 11 ,

Es liegt nun im Sinne der hier vorliegenden Erfindung, die Aufdickung 11 im Bereich der Vorderkante 12 des Schaufelblatts 10 unter Bildung einer Spiegelfläche 14 bzw. einer Basisfläche anzuschneiden. Dies zeigt insbesondere 5. Im Ausführungsbeispiel der 5 und 6 ist die Aufdickung 11 im Bereich der Vorderkante 12 mit einem geradlinigen bzw. ebenen Schnitt derart angeschnitten, dass die Schnittrichtung des Schnitts in Umfangsrichtung (Pfeil 15) der Strömungsmaschine verläuft. Wie 6 entnommen werden kann, verläuft die in diesem Fall die sich einstellende ebene Spiegelfläche 14 parallel zur Umfangsrichtung 15. Mit anderen Worten ausgedrückt, bedeutet dies, dass in diesem Fall die Schnittrichtung zur Bereitstellung der ebenen Spiegelfläche 14 quer bzw. senkrecht zur Axialrichtung (Pfeil 16) der Strömungsmaschine verläuft.It is now within the meaning of the present invention, the thickening 11 in the area of the front edge 12 of the airfoil 10 forming a mirror surface 14 or a base area. This shows in particular 5 , In the embodiment of 5 and 6 is the thickening 11 in the area of the front edge 12 cut with a rectilinear or planar section such that the cutting direction of the cut in the circumferential direction (arrow 15 ) of the turbomachine runs. As 6 can be removed, in this case, the self-adjusting level mirror surface runs 14 parallel to the circumferential direction 15 , In other words, this means that in this case the cutting direction for providing the flat mirror surface 14 transverse or perpendicular to the axial direction (arrow 16 ) of the turbomachine runs.

Die Aufdickung 11 ist im Ausführungsbeispiel der 5 und 6, wie im Zusammenhang mit 1 bis 4 beschrieben, um das Schaufelblatt herum laufend ausgebildet und durch einen großen Rundungsradius r am radial innenliegenden Endbereich bzw. radial außenliegenden Endbereich des Schaufelblatts gekennzeichnet, wobei im Sinne der hier vorliegenden Erfindung der Rundungsradius r derart bemessen ist, dass das Verhältnis von Rundungsradius r zur Sehnenlänge 1 des Schaufelblatts 10 zwischen 2% und 10%, vorzugsweise zwischen 4% und 8%, besonders bevorzugt zwischen 5% und 7% beträgt. Vorzugsweise beträgt das Verhältnis von Rundungsradius r zur Sehnenlänge 1 6%.The thickening 11 is in the embodiment of 5 and 6 as related to 1 to 4 described around the airfoil running around and characterized by a large radius of curvature r at the radially inner end portion or radially outer end portion of the airfoil, in the context of the present invention, the rounding radius r is dimensioned such that the ratio of rounding radius r to chord length 1 of the airfoil 10 between 2% and 10%, preferably between 4% and 8%, more preferably between 5% and 7%. Preferably, the ratio of rounding radius r to chord length 1 6%.

Durch die Kombination von einer Aufdickung mit großem Rundungsradius r und dem Abschneiden der Aufdickung 11 im Bereich der Vorderkante 12 unter Bildung einer Spiegelfläche 14 ist es möglich, einerseits Sekundärströmungsverluste zu minimieren, ohne die axiale Baulänge des Schaufelblatts bzw. der Schaufel bzw. der Strömungsmaschine zu verlängern.By combining a thickening with a large radius of curvature r and cutting the thickening 11 in the area of the front edge 12 forming a mirror surface 14 On the one hand, it is possible to minimize secondary flow losses on the one hand, without lengthening the axial length of the blade or the blade or of the turbomachine.

7 zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel eines erfindungsgemäßen Schaufelblatts 10, wobei auch im Ausführungsbeispiel der 7 das Schaufelblatt 10 am radial innenliegenden, nabenseitigen Endbereich und/oder am radial außenliegenden, gehäuseseitigen Endbereich über eine Aufdickung 11 verfügt, wobei die Aufdickung 11 wiederum im Bereich der Vorderkante 12 unter Bildung einer Spiegelfläche 17 angeschnitten ist. Im Unterschied zum Ausführungsbeispiel der 5 und 6 ist im Ausführungsbeispiel der 7 die Aufdickung 11 im Bereich der Vorderkante 12 nicht durch einen ebenen Schnitt angeschnitten, sondern vielmehr durch einen kreissegmentförmigen bzw. zylindersegmentförmigen Schnitt. Die Aufdickung 11 ist dabei derart durch den kreissegmentförmigen bzw. zylindersegmentförmigen Schnitt angeschnitten, dass eine an den vordersten Teil des Schnitts bzw. der sich ausbildenden Spiegelfläche 17 angelegte Tangente 18 parallel zur Umfangsrichtung (Pfeil 15) sowie quer bzw. senkrecht zur Axialrichtung (Pfeil 16) der Strömungsmaschine verläuft. 7 shows a further embodiment of an airfoil according to the invention 10 , wherein also in the embodiment of 7 the blade 10 on the radially inner, hub-side end region and / or on the radially outer, housing-side end region via a thickening 11 has, with the thickening 11 again in the area of the leading edge 12 forming a mirror area 17 is cut. In contrast to the embodiment of 5 and 6 is in the embodiment of 7 the thickening 11 in the area of the front edge 12 not cut by a flat section, but rather by a circular segment-shaped or cylindrical segment-shaped section. The thickening 11 is in such a way cut by the circular segment-shaped or cylindrical segment-shaped section, that at the foremost part of the section or the forming mirror surface 17 created tangent 18 parallel to the circumferential direction (arrow 15 ) and transversely or perpendicular to the axial direction (arrow 16 ) of the turbomachine runs.

Dem Ausführungsbeispiel gemäß 7 sowie dem Ausführungsbeispiel gemäß 5 bis 6 ist gemeinsam, dass der Rundungsradius r der Aufdickung 11 über das gesamte Schaufelprofil des Schaufelblatts 10 konstant ist. Dem gegenüber zeigt 8 ein erfindungsgemäß ausgebildetes Schaufelblatt 10 mit einem variablen Rundungsradius r, der sich ausgehend von der Vorderkante 12 in Richtung auf die Hinterkante 13 des Schaufelblatts verringert. Wie 8 entnommen werden kann, ist an der Vorderkante 12 das Schaufelblatt 10 wiederum unter Bildung einer Spiegelfläche bzw. Basisfläche abgeschnitten, wobei im Ausführungsbeispiel der 8 ebenso wie im Ausführungsbeispiel der 7 ein kreissegmentförmiger bzw. zylindersegmentförmiger Schnitt zur Bildung der Spiegelfläche 17 ausgeführt ist. Durch die Verwendung eines variablen Rundungsradius r im Bereich der Aufdickung 11 können Sekundärströmungsverlust nochmals minimiert werden.According to the embodiment 7 and the embodiment according to 5 to 6 is common that the rounding radius r of the thickening 11 over the entire blade profile of the airfoil 10 is constant. Opposite shows 8th an inventive trained airfoil 10 with a variable radius of curvature r, starting from the leading edge 12 towards the trailing edge 13 of the airfoil is reduced. As 8th can be taken is at the front edge 12 the airfoil 10 in turn cut off to form a mirror surface or base surface, wherein in the embodiment of the 8th as well as in the embodiment of 7 a circular segment-shaped or cylindrical segment-shaped section for forming the mirror surface 17 is executed. By using a variable radius of curvature r in the area of the thickening 11 Secondary flow loss can be further minimized.

Die erfindungsgemäßen Schaufelblätter finden bevorzugt Verwendung bei Leitschaufeln bzw. Laufschaufeln einer Turbine bzw. eines Verdichters einer Gasturbine, insbesondere eines Gasturbinenflugtriebwerks. Wie bereits erwähnt, verfügen die Schaufelblätter rotierender Laufschaufeln lediglich im Bereich des nabenseitigen Endes über erfindungsgemäß ausgebildete Aufdickungen, feststehende Leitschaufeln können sowohl am radial innenliegenden, nabenseitigen Ende als auch am radial außenliegenden, gehäuseseitigen Ende über jeweils eine derartige Aufdickung verfügen. Im Sinne der Erfindung sind die Aufdickungen im Bereich der Vorderkante unter Bildung einer Spiegelfläche bzw. Basisfläche angeschnitten. Weiterhin wird im Sinne der Erfindung ein großer Rundungsradius verwendet. Auf der einen Seite können hierdurch Sekundärströmungsverluste minimiert werden, auf der anderen Seite wird die axiale Bautiefe bzw. Baulänge der mit solchen Schaufelblättern bzw. Schaufeln ausgerüsteten Strömungsmaschine nicht vergrößert.The find blades according to the invention Preferably use in guide vanes or blades of a Turbine or a compressor of a gas turbine, in particular a Gas turbine aircraft engine. As already mentioned, the blades have rotating ones Blades only in the region of the hub end via inventively designed Thickenings, fixed vanes can be on both the radially inner, hub side End as well as on the radially outer, the housing side Over each have such a thickening. Within the meaning of the invention are the thickenings in the area of the front edge to form a mirror surface or base area cut. Furthermore, in the context of the invention, a large rounding radius used. On the one hand can This minimizes secondary flow losses On the other hand, the axial depth or length of the with such blades or shovels equipped flow machine not enlarged.

1010: Schaufelblattairfoil
1111: Aufdickungthickening
1212: Vorderkanteleading edge
1313: HintekanteHinte edge
1414: Spiegelflächemirror surface
1515: Pfeilarrow
1616: Pfeilarrow
1717: Spiegelflächemirror surface
1818: TangeteTangete

Claims

Airfoil of a vane or blade of a turbomachine, in particular a gas turbine, with at least one favorable aerodynamic thickening of the airfoil at a radially inner end region and / or a radially outer end region of the airfoil, characterized in that the thickening ( 11 ) in the region of a leading edge ( 12 ) of the airfoil to form a mirror surface ( 14 ; 17 ) or base surface is cut.

Airfoil according to claim 1, characterized in that the thickening ( 11 ) in the area of the front edge ( 12 ) is cut with a rectilinear or planar section.

Airfoil according to claim 2, characterized in that the thickening ( 11 ) is cut in such a way that the cutting direction of the cut extends in the circumferential direction or transversely to the axial direction of the turbomachine.

Airfoil according to claim 1, characterized in that the thickening ( 11 ) in the area of the front edge ( 12 ) is cut with a circular segment-shaped or cylindrical segment-shaped section.

Airfoil according to claim 4, characterized in that the thickening ( 11 ) such that a tangent ( 18 ) runs in the circumferential direction or transverse to the axial direction of the turbomachine.

Airfoil according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that the same as a blade of a Guide vane is formed, wherein at a radially inner, hub-side end portion and on a radially outer, housing-side End portion of the airfoil each have a trimmed thickening is trained.

Airfoil according to one or more of claims 1 to 5, characterized in that the the same is formed as a blade of a blade, wherein on a radially inner, hub-side end portion a trimmed thickening is formed.

Airfoil according to one or more of claims 1 to 7, characterized in that the or each thickening ( 11 ) is formed by a large radius of curvature (r) at the radially inner end region and / or radially outer end region of the airfoil, wherein the ratio of the radius of curvature (r) to a chord length ( 1 ) of the airfoil is between 2% and 10%.

Airfoil according to claim 8, characterized in that the ratio of the radius of curvature (r) to the chord length ( 1 ) of the airfoil is between 4% and 8%.

Airfoil according to claim 9, characterized in that the ratio of the radius of curvature (r) to the chord length ( 1 ) of the airfoil is between 5% and 7%.

Airfoil according to one or more of claims 8 to 10, characterized in that the radius of curvature (r) is designed to be variable such that the radius of curvature (r), starting from a front edge (r) ( 12 ) towards a trailing edge ( 13 ) of the airfoil profile decreases.

Airfoil according to one or more of claims 1 to 7, characterized in that the or each thickening by a Enlargement of the profile parameters Leading edge nose radius and / or leading edge wedge angle and / or Rear edge wedge angle and / or absolute profile thickness with respect to the contour a reference profile section results.

Turbomachine, in particular gas turbine, with at least one plurality of vanes having vane ring and at least one rotor blade having a plurality of blades, the vanes and the blades each having in the radial direction of a flow channel extending blades, and wherein the blades at a radially inner end portion and / or a radially outward end region of the airfoil have a flow-mechanically favorable thickening of the airfoil profile, characterized in that the thickening ( 11 ) in the region of a leading edge ( 12 ) of the airfoil ( 10 ) to form a mirror surface ( 14 ; 17 ) or base surface is cut.

flow machine according to claim 13, characterized by at least one thickening after one or more of the claims 2 to 12.