DE102007039175A1 - Gas turbine blade i.e. compressor blade, has platforms supporting turbine blade and connected with disk, where outer contour of one platform runs parallel to outer contour of turbine blade - Google Patents

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Abstract

The blade has platforms (1) supporting a turbine blade (2), and connected with a disk (4) in radial direction and circumferential direction of the disk by a root (3). The platforms adjacent to the circumferential direction are provided with outer contours which are matched with each. The outer contour of one platform runs parallel to an outer contour of the turbine blade. The outer contour of the platform runs in direction of surface-near current of the turbine blade, and runs in direction of gas flow along the platform.

Description

Die Erfindung bezieht sich auf eine Gasturbinenschaufel gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The The invention relates to a gas turbine blade according to the preamble of claim 1.

Im Einzelnen bezieht sich die Erfindung auf eine Gasturbinenschaufel mit einer Plattform, welche eine Schaufel trägt und welche mittels eines Fußes an einer Scheibe verankert ist. Die Verankerung an der Scheibe erfolgt sowohl in radialer Richtung der Scheibe als auch in deren Umfangsrichtung. Die Erfindung betrifft insbesondere auch eine Verdichterschaufel, welche rotierend oder statisch sein kann.in the More particularly, the invention relates to a gas turbine blade with a platform that carries a shovel and which one is anchored to a disc by means of a foot. The Anchoring to the disc takes place both in the radial direction of the disc as well as in their circumferential direction. The invention particularly relates also a compressor blade, which may be rotating or static can.

Diesbezüglich kann auf den Stand der Technik verwiesen werden, beispielsweise die US-A 4 300 868 oder die EP 0 536 927 B1 bzw. die DE 10 2004 029 696 A1 .In this regard, reference may be made to the prior art, for example the US-A 4,300,868 or the EP 0 536 927 B1 or the DE 10 2004 029 696 A1 ,

Bei den aus dem Stand der Technik bekannten Konstruktionen sind die Plattformen der Schaufeln jeweils quadratisch oder rechteckig ausgebildet und weisen somit gerade Begrenzungskanten auf, mit denen benachbarte Schaufeln aneinander liegen. Bedingt durch ein konstruktiv vorgegebenes Spiel ergeben sich Spalte zwischen den einzelnen Plattformen, die während des Betriebes der Gasturbine sich noch erweitern können. Hierdurch ergibt sich die Möglichkeit einer unerwünschten Luftströmung, die zu erheblichen aerodynamischen Verlusten führen kann. Der Wirkungsgrad kann somit stark beeinträchtigt werden. Der Stand der Technik zeigt dabei jedoch keine profilierten Plattformen.at the constructions known from the prior art are the Platforms of the blades each square or rectangular shaped and thus have straight boundary edges, with which adjacent Shovels lie against each other. Due to a structurally given Game arise gaps between each platform, the to expand during the operation of the gas turbine can. This results in the possibility an undesirable air flow, which is too significant can cause aerodynamic losses. The efficiency can thus be severely impaired. The state of the art shows no profiled platforms.

Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Gasturbinenschaufel der eingangs genannten Art zu schaffen, welche bei einfachem Aufbau und einfacher, kostengünstiger Herstellbarkeit die Nachteile des Standes der Technik vermeidet und zu einem erhöhten Wirkungsgrad führt.Of the Invention is based on the object, a gas turbine blade of the to create the aforementioned type, which with a simple structure and easier, less expensive manufacturability the disadvantages of the prior art avoids and increased Efficiency leads.

Erfindungsgemäß wird die Aufgabe durch die Merkmalskombination des Anspruchs 1 gelöst, die Unteransprüche zeigen weitere vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung.According to the invention the problem solved by the combination of features of claim 1, the Subclaims show further advantageous embodiments the invention.

Erfindungsgemäß ist somit vorgesehen, dass die Außenkontur der Plattform (in Umfangsrichtung der Scheibe) im Wesentlichen parallel zu einer Außenkontur der Schaufel verläuft.According to the invention thus provided that the outer contour of the platform (in Circumferential direction of the disc) substantially parallel to an outer contour the shovel runs.

Die erfindungsgemäße Gasturbinenschaufel weist somit den Vorteil auf, dass sich zwischen benachbarten Formen kein in axialer Richtung der Gasturbine verlaufender Spalt auftritt. Durch die Konturierung der Kontaktflächen der einzelnen Plattformen wird die Gasströmung durch den Spalt vielmehr in derselben Richtung geführt, wie die an der Oberfläche der Schaufel vorbeigeführte Gasströmung und/oder in Richtung der lokalen Gasströmung entlang der Plattform. Hierdurch ergibt sich eine erhebliche Verbesserung des aerodynamischen Wirkungsgrades der Gasturbine.The Gas turbine blade according to the invention thus has the advantage that between adjacent forms no in axial direction of the gas turbine extending gap occurs. By the contouring of the contact surfaces of each platform is the gas flow through the gap rather in the same direction led, like those on the surface of the blade bypassed gas flow and / or in the direction the local gas flow along the platform. hereby results in a significant improvement in aerodynamic efficiency the gas turbine.

Erfindungsgemäß ist es besonders günstig, wenn die Außenkontur in Richtung einer flächennahen Strömung der Schaufel verläuft. Hierbei ist es insbesondere in einer radialen Draufsicht auf die Schaufel besonders günstig, wenn die Außenkontur im Wesentlichen parallel zu der plattformnahem Kontur des Schaufelblattes verläuft.According to the invention it is particularly favorable when the outer contour in Direction of a near-surface flow of the blade runs. Here it is in particular in a radial Top view of the blade particularly favorable when the Outer contour substantially parallel to the platform-near Contour of the airfoil runs.

Erfindungsgemäß kann die Kontur der Plattform durch Fräsen erfolgen, es ist jedoch auch möglich, diese auf andere Weise, beispielsweise durch ein EDM-Verfahren (Electrical Discharge Machining/Funkenerodieren) oder durch ein Gussverfahren oder durch Schleifen zu erzeugen.According to the invention the contour of the platform is done by milling, it is however, it is possible to do so in other ways, for example by an EDM process (Electrical Discharge Machining) or by a casting process or by grinding.

Im Folgenden wird die Erfindung anhand eines Ausführungsbeispiels in Verbindung mit der Zeichnung beschrieben. Dabei zeigt:in the The invention is based on an embodiment described in conjunction with the drawing. Showing:

1 eine ganz schematische Darstellung des Aufbaus von Schaufeln mit Schaufelblatt, Plattform und Fuß sowie Befestigung an einer Scheibe, 1 a very schematic representation of the structure of blades with blade, platform and foot and attachment to a disc,

2 ein alternatives Ausgestaltungsbeispiel nach dem Stand der Technik analog 1, 2 an alternative embodiment of the prior art analog 1 .

3 eine radiale Draufsicht auf eine Ausgestaltung der Schaufelplattform nach dem Stand der Technik, und 3 a radial plan view of an embodiment of the blade platform according to the prior art, and

4 eine Draufsicht, analog 3, auf eine erfindungsgemäße Ausgestaltung der Plattform. 4 a plan view, analog 3 , to an embodiment of the platform according to the invention.

Die 1 und 2 zeigen in sehr schematischer Weise die Ausgestaltung einer Gasturbinenschaufel (Verdichterschaufel), welche eine im Wesentlichen plattenförmige Plattform 1 umfasst, an welcher ein Schaufelblatt 2 befestigt ist. Die Plattform 1 trägt an ihrer Unterseite einen Fuß 3, der geeignet konturiert ausgebildet sein kann, um in eine Scheibe 4 eingesetzt zu werden. Diesbezüglich kann auf den Stand der Technik verwiesen werden.The 1 and 2 show in a very schematic way the embodiment of a gas turbine blade (compressor blade), which is a substantially plate-shaped platform 1 includes at which an airfoil 2 is attached. The platform 1 wears a foot on her underside 3 which may be formed contoured to fit into a disc 4 to be used. In this regard, reference may be made to the prior art.

Die Darstellung der 3 zeigt eine radiale Draufsicht auf ein Schaufelblatt 2 und die zugehörige Plattform 1 gemäß dem Stand der Technik. Die Plattform 1 ist dabei in Form eines Parallelogramms ausgebildet und weist somit geradlinige Kanten 5 auf, welche zwischen benachbarten Plattformen 1 einen Spalt 6 bilden. Diese Spalt kann somit in unerwünschter Weise durch Gase durchströmt werden.The presentation of the 3 shows a radial plan view of an airfoil 2 and the associated platform 1 according to the prior art. The platform 1 is designed in the form of a parallelogram and thus has rectilinear edges 5 on which between adjacent platforms 1 a gap 6 form. This gap can thus be traversed in an undesirable manner by gases.

Die 4 zeigt eine erfindungsgemäße Ausgestaltung, bei welcher die Kante oder Außenkontur 5 der Plattform 1 (in Umfangsrichtung gesehen) konturiert ausgebildet ist. Die Konturierung folgt der Außenkontur des Schaufelblattes 1 und verläuft zu dieser im Wesentlichen parallel.The 4 shows an embodiment according to the invention, in which the edge or outer contour 5 the platform 1 (seen in the circumferential direction) is formed contoured. The contour follows the outer contour of the airfoil 1 and runs parallel to this substantially.

Mit dem Bezugszeichen 7 ist eine Heißgasströmungslinie oder eine Kaltgasströmungslinie bezeichnet, welche den Spalt 6 zwischen benachbarten Plattformen 1 durchströmt und somit hinsichtlich ihrer Strömungsrichtung der Außenkontur des Schaufelblattes 1 folgt. Hierdurch ergibt sich eine Reduzierung der Gasströmung durch den Spalt 6, wodurch sich der aerodynamische Verlust minimiert. Die Strömung längs des Schaufelblattes 1 erfolgt parallel zur Gasströmungslinie 7, insbesondere im Fußbereich des Schaufelblattes 2 angrenzend an die Plattform 1.With the reference number 7 is a hot gas flow line or a cold gas flow line designating the gap 6 between adjacent platforms 1 flows through and thus with respect to their flow direction of the outer contour of the airfoil 1 follows. This results in a reduction of the gas flow through the gap 6 , which minimizes aerodynamic loss. The flow along the blade 1 takes place parallel to the gas flow line 7 , in particular in the foot region of the airfoil 2 adjacent to the platform 1 ,

11
Plattformplatform
22
Schaufelblattairfoil
33
Fußfoot
44
Scheibedisc
55
Kante/AußenkonturEdge / outer contour
66
Spaltgap
77
GasströmungslinieGas flow line

ZITATE ENTHALTEN IN DER BESCHREIBUNGQUOTES INCLUDE IN THE DESCRIPTION

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Zitierte PatentliteraturCited patent literature

  • - US 4300868 A [0003] US 4300868 A [0003]
  • - EP 0536927 B1 [0003] - EP 0536927 B1 [0003]
  • - DE 102004029696 A1 [0003] - DE 102004029696 A1 [0003]

Claims (4)

Gasturbinenschaufel mit einer Plattform (1), welche ein Schaufelblatt (2) trägt und welche mittels eines Fußes (3) mit einer Scheibe (4) in radialer Richtung und in Umfangsrichtung der Scheibe (4) verbunden ist, wobei in Umfangsrichtung benachbarte Plattformen (1) mit zueinander passenden Außenkonturen (5) versehen sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenkontur der Plattform (1) im Wesentlichen parallel zu einer Außenkontur (5) des Schaufelblatts (2) verläuft.Gas turbine blade with a platform ( 1 ), which an airfoil ( 2 ) and which by means of a foot ( 3 ) with a disc ( 4 ) in the radial direction and in the circumferential direction of the disc ( 4 ), with circumferentially adjacent platforms ( 1 ) with matching outer contours ( 5 ), characterized in that the outer contour of the platform ( 1 ) substantially parallel to an outer contour ( 5 ) of the airfoil ( 2 ) runs. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenkontur (5) der Plattform (1) im Wesentlichen in Richtung einer flächennahen Strömung (7) des Schaufelblatts (2) verläuft.Gas turbine blade according to claim 1, characterized in that the outer contour ( 5 ) of the platform ( 1 ) substantially in the direction of a near-surface flow ( 7 ) of the airfoil ( 2 ) runs. Gasturbinenschaufel nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenkontur (5) der Plattform (1) im Wesentlichen in Richtung einer lokalen Gasströmung entlang der Plattform (1) verläuft.Gas turbine blade according to claim 1 or 2, characterized in that the outer contour ( 5 ) of the platform ( 1 ) substantially in the direction of a local gas flow along the platform ( 1 ) runs. Gasturbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Außenkontur (5) der Plattform (1) in radialer Draufsicht im Wesentlichen parallel zu der Außenkontur des der Plattform (1) benachbarten Bereichs des Schaufelblatts (2) verläuft.Gas turbine blade according to one of claims 1 to 3, characterized in that the outer contour ( 5 ) of the platform ( 1 ) in a radial plan view substantially parallel to the outer contour of the platform ( 1 ) adjacent area of the airfoil ( 2 ) runs.
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Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2112636A1 (en) * 1970-03-16 1971-10-07 Aerojet General Co Process for making hollow compressor blades
DE2144595A1 (en) * 1970-12-11 1972-06-22 Gen Electric Cooled turbine blade
US4300868A (en) 1978-11-25 1981-11-17 Rolls-Royce Limited Nozzle guide vane assembly for a gas turbine engine
EP0536927B1 (en) 1991-10-09 1995-10-25 ROLLS-ROYCE plc Turbine blade shroud assembly
DE19520274A1 (en) * 1995-06-02 1996-12-05 Abb Management Ag Device and method for assembling rotor blades
DE69703591T2 (en) * 1996-01-23 2001-05-31 Snecma Moteurs Paris Fan rotor blade with a safety profile
DE10346384A1 (en) * 2003-09-29 2005-04-28 Rolls Royce Deutschland Turbine blade ring has blade platform with recess for straight damping element formed in center straight section of side faces, and straight or curved recesses for sealing elements in adjoining straight or curved side face sections
DE102004029696A1 (en) 2004-06-15 2006-01-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Platform cooling arrangement for the vane ring of a gas turbine
WO2007012590A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-01 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade for a gas turbine and use of such a turbine blade

Patent Citations (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE2112636A1 (en) * 1970-03-16 1971-10-07 Aerojet General Co Process for making hollow compressor blades
DE2144595A1 (en) * 1970-12-11 1972-06-22 Gen Electric Cooled turbine blade
US4300868A (en) 1978-11-25 1981-11-17 Rolls-Royce Limited Nozzle guide vane assembly for a gas turbine engine
EP0536927B1 (en) 1991-10-09 1995-10-25 ROLLS-ROYCE plc Turbine blade shroud assembly
DE19520274A1 (en) * 1995-06-02 1996-12-05 Abb Management Ag Device and method for assembling rotor blades
DE69703591T2 (en) * 1996-01-23 2001-05-31 Snecma Moteurs Paris Fan rotor blade with a safety profile
DE10346384A1 (en) * 2003-09-29 2005-04-28 Rolls Royce Deutschland Turbine blade ring has blade platform with recess for straight damping element formed in center straight section of side faces, and straight or curved recesses for sealing elements in adjoining straight or curved side face sections
DE102004029696A1 (en) 2004-06-15 2006-01-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Platform cooling arrangement for the vane ring of a gas turbine
WO2007012590A1 (en) * 2005-07-25 2007-02-01 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine blade for a gas turbine and use of such a turbine blade

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