DE3102575C2 - - Google Patents
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- DE3102575C2 DE3102575C2 DE3102575A DE3102575A DE3102575C2 DE 3102575 C2 DE3102575 C2 DE 3102575C2 DE 3102575 A DE3102575 A DE 3102575A DE 3102575 A DE3102575 A DE 3102575A DE 3102575 C2 DE3102575 C2 DE 3102575C2
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/14—Form or construction
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-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
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- Engineering & Computer Science (AREA)
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Description
Die Erfindung betrifft Spitzenkappen für Rotorschaufeln, und
zwar insbesondere eine neue und verbesserte Spitzenkappe, die
dahingehend wirkt, daß sie sowohl die Ummantelung reinigt,
welche die Rotoranordnung umgibt, als auch eine Abdichtung mit
engem Spiel zwischen der Rotorschaufel und der Ummantelung bewirkt.
Die Rotorschaufeln einer Rotoranordnung in einem Gasturbinentriebwerk
sind normalerweise umfangsmäßig von einer Ummantelung
umgeben. Der Zweck der Ummantelung besteht darin zu verhindern,
daß Gas, welches durch den Teil des Triebwerks strömt, der die Rotoranordnung
enthält, im Nebenschluß zu den Rotorschaufeln
strömt. Ohne die Ummantelung könnte das Gas vom radial äußeren
Ende oder der Spitze der Rotorschaufel nach auswärts strömen.
Die Energie dieses Gases, das daran gehindert wird, im Nebenschluß
zu den Rotorschaufeln zu strömen, wird dazu ausgenutzt,
die Rotation der Rotoranordnung zu verstärken. Daher nimmt der
Wirkungsgrad zu, wenn die Menge an Gas vermindert wird, welche
an den Rotorschaufeln vorbeiströmt.
Um die Menge an Gas zu vermindern, die zwischen der Spitze einer
Rotorschaufel und der Ummantelung entweicht, sollte der
Spalt zwischen der Spitze der Rotorschaufel und der Ummantelung
so wirksam, wie es praktisch möglich ist, minimalisiert
werden. Ein Verfahren, das zur Minimalisierung des Spaltes angewandt
wird, besteht darin, die Rotorschaufel in einer solchen
radialen Länge herzustellen, daß das radial äußere Ende oder
die Spitze der Schaufel dicht genug an der inneren Oberfläche
der Ummantelung angeordnet ist, so daß sie von allein eine Abdichtung
bildet. Wenn dieses Verfahren angewandt wird, können
sich jedoch Schwierigkeiten ergeben, und zwar primär aufgrund
der Wirkungen von Reiben. Reiben ist ein Kontakt zwischen der
Schaufelspitze und der Ummantelung. Reiben kann, abgesehen von
anderen möglichen Ursachen, durch Wärmeausdehnung und -zusammenziehung
der Rotorschaufeln und der Ummantelung verursacht werden,
sowie dadurch, daß die Ummantelung nicht perfekt rund ist,
daß die Rotorschaufeln unterschiedliche Längen haben, oder daß
Ablagerungen von Metall oder anderen Materialien auf der Ummantelung
oder der Schaufelspitze vorhanden sind.
Reiben, das auch als Scheuern bezeichnet werden kann, ist insofern
nachteilig, als es den Wirkungsgrad vermindert, indem
dadurch Rotationsenergie der Rotoranordnung in Wärme umgewandelt
wird, die aus der Reibung des Scheuerns bzw. Reibens resultiert.
Reiben ist außerdem insofern nachteilig, als die Spitze der Rotorschaufel
durch Reiben abgetragen wird. Das Spitzenmaterial,
das abgetragen wird, wird oft auf der inneren Oberfläche der Ummantelung
abgelagert und kann im Ergebnis eventuell dazu führen,
daß die anderen Schaufelspitzen reiben bzw. scheuern. Ein
noch anderer Nachteil des Reibens besteht darin, daß die Schaufelspitze,
welche reibt, einer strukturellen Ermüdung ausgesetzt
wird, wie beispielsweise einer Rißbildung, und zwar wegen thermischer
Beanspruchung aufgrund von Reibung und Scherkräften infolge
des Kontakts zwischen der Schaufelspitze und der Ummantelung.
Infolgedessen wird, wenn die Spitze einer Rotorschaufel
einem Reiben ausgesetzt wird, die Gebrauchslebensdauer der
Schaufelspitze und infolgedessen die Gebrauchslebensdauer der
Rotorschaufel des Triebwerks verkürzt. Ein Reiben verursacht daher,
daß die Rotorschaufel eher ausgetauscht werden muß, als es beim
Nichtvorhandensein eines Reibens der Fall wäre. Ein Schaufelaustausch
infolge Abnutzung aufgrund von Reiben bedeutet einen
großen Kostenaufwand für den Benutzer.
Ein Mittel zum Vermindern der nachteiligen Wirkungen des Reibens
ist die Verwendung von Spitzenkappen auf Rotorschaufeln.
Eine Spitzenkappe ist eine relativ kleine Verlängerung, die eine
Querschnittsform hat, welche derjenigen der Rotorschaufel
entspricht bzw. mit der Querschnittsform der Rotorschaufel
übereinstimmt und die entweder integral bzw. einstückig mit
dem radial äußeren Ende der Rotorschaufel ist oder die auf dem
radial äußeren Ende der Rotorschaufel befestigt ist.
Eine Spitzenkappe,
die reibt bzw. scheuert, ist der Erscheinung ausgesetzt, daß
sie abgetragen wird, und sie ist den gleichen Wärme- und Scherbeanspruchungen
wie eine Schaufelspitze, welche reibt bzw.
scheuert, ausgesetzt. Wenn jedoch die Spitzenkappe austauschbar
ausgebildet werden kann, dann ist es nur erforderlich, die
Spitzenkappe selbst auszutauschen, anstatt die gesamte Rotorschaufel
auszutauschen, was zu einer großen Verminderung des
Kostenaufwands für den Benutzer führt.
Die meisten Spitzenkappen sind aus Metall hergestellt. Solche
Spitzenkappen erzeugen metallische Abnutzungsablagerungen auf
der inneren Oberfläche der Ummantelung, wenn sie reiben. Wie
bereits weiter oben erwähnt, bewirken solche Ablagerungen, daß
ein weiteres Reiben auftritt. Außerdem werden die Spitzenkappen
aufgrund einer Metall-zu-Metall-Reibung zwischen der Spitzenkappe
und der Ummantelung, die auch aus Metall besteht, erhitzt.
Die sich ergebenden Wärmebeanspruchungen verkürzen die Gebrauchslebensdauer
der Spitzenkappe, indem sie Ermüdung und Rißbildung
in der Spitzenkappe verursachen. Viele derzeit verwendete Spitzenkappen
weisen darin befindliche Kühlanordnungen zur Verminderung
der Wärmebeanspruchungen auf. Jedoch erfordern Rotorschaufeln
mit solchen Spitzenkappen immer noch einen relativ
häufigen Austausch oder eine Neuherrichtung wegen der Unzulänglichkeit
der Spitzenkappenkühlanordnungen und der anderen
vorerwähnten nachteiligen Wirkungen des Reibens.
Die Anwendung einer Beschichtung aus Schleifmaterial auf den
radial äußeren Rändern einer Spitzenkappe ist als Teillösung
der oben genannten Schwierigkeiten vorgeschlagen worden. Zum
Beispiel ist eine solche Spitzenkappe in dem US-Patent 41 69 020
der Anmelderin beschrieben. Obwohl das Schleifmaterial auf einer
solchen Spitzenkappe die innere Oberfläche der Ummantelung
von Ablagerungen reinigt und dadurch Reiben und dessen nachteilige
Wirkungen vermindert, geht die Spitzenkappe, wenn die
schmiergelartige Beschichtung abgetragen ist, effektiv in eine
konventionelle, nichtschleifende Spitzenkappe über, die die
zugehörigen Schwierigkeiten beinhaltet.
Aus der DE-OS 28 53 959 ist eine Spitzenkappe für eine
Rotorschaufel bekannt, die eine der äußeren Kontur der
Rotorschaufel folgende umlaufende Rippe aufweist, an
der eine Schleifmaterialschicht befestigt ist. Bei
dieser bekannten Spitzenkappe bildet demnach die umlaufende
Rippe zugleich ein Basisteil, wobei hier nicht die
Möglichkeit besteht, mehrere Rippen anzuordnen.
Mit der vorliegenden Erfindung wird eine Spitzenkappe für eine
Rotorschaufel zur Verfügung gestellt. Die Spitzenkappe weist
einen Basisteil auf, sowie wenigstens eine Rippe, die sich radial
auswärts erstreckt, wobei ein Schleifmaterial an bzw. auf
dem radial äußeren Rand der Rippe befestigt ist. Das Schleifmaterial
reibt und reinigt dadurch die innere Oberfläche einer
Ummantelung, welche die Rotoranordnung umgibt, an der die Rotorschaufel
angebracht ist, während die Spitzenkappe selbst eine
wirksame Abdichtung mit engem Spiel zwischen dem radial äußeren
Ende der Rotorschaufel und der Ummantelung herstellt.
In einer Ausführungsform der Erfindung ist die Spitzenkappe gesondert
vom Basisteil bzw. von der Rotorschaufel und weist eine
Mehrzahl von Rippen auf, die radial nach Größen geordnet bzw.
gestaffelt sind, so daß das Schleifmittel in unterschiedlichen
radialen Abständen von dem Basisteil angeordnet ist. Diese
Anordnung ermöglicht es, daß Schleifmaterial auf wenigstens einer
der Rippen zum Reinigen der Ummantelung verfügbar ist,
selbst wenn das Schleifmaterial auf einer radial höheren Rippe
abgetragen worden ist.
Die Spitzenkappe kann Kühlkanäle aufweisen, welche zur Aufprallkühlung
der Rippen winklig in dem Basisteil angeordnet sind,
und die Spitzenkappe kann außerdem eine Wärmebarriere aufweisen,
die zur größeren Verminderung der Wärmebeanspruchung an
einer Rippe befestigt ist.
Es wird weiterhin ein Verfahren zum Austauschen einer Spitzenkappe
gegen eine andere zur Verfügung gestellt, und dieses Verfahren
umfaßt die Verfahrensschritte des Entfernens einer Spitzenkappe
von der Rotorschaufel, des Flachbearbeitens des Endes
der Rotorschaufel, des Ausrichtens der Ersatzspitzenkappe und
des Befestigens der Ersatzspitzenkappe an der Rotorschaufe.
Fig. 1 ist eine Querschnittsansicht eines Teiles der oberen
Hälfte eines Turbinenabschnitts eines Gasturbinentriebwerks, das
die Spitzenkappe nach der vorliegenden Erfindung aufweist.
Fig. 2 ist eine perspektivische Teilansicht des radial äußeren
Endes einer Rotorschaufel, welche die Spitzenkappe nach der
vorliegenden Erfindung aufweist.
Fig. 3 ist eine Querschnittsansicht der am äußeren Ende der
Rotorschaufel angebrachten Spitzenkappe.
Fig. 4 ist eine Aufsicht auf die Spitzenkappe der Fig. 3 von
oben und zeigt die Rippen und die Kühlkanäle.
Fig. 5 ist eine Querschnittsansicht der Spitzenkappe, die integral
bzw. einstückig mit der Rotorschaufel ist.
Es sei nun auf Fig. 1 Bezug genommen, in der ein Teil eines
Turbinentriebwerks gezeigt ist, welches eine Ausführungsform der
vorliegenden Erfindung aufweist. Fig. 1 zeigt einen Teil der
oberen Hälfte des Turbinenabschnitts einer typischen Gasturbine.
Eine Rotoranordnung 1 rotiert innerhalb des Turbinenabschnitts
um die Längsachse, die als strichpunktierte
Linie 2 dargestellt ist. Die Rotoranordnung 1 umfaßt eine Mehrzahl
von Rotorschaufeln 3, die in Umfangsrichtung im Abstand
voneinander angeordnet und an einer allgemein kreisförmigen
Rotorscheibe 4 angebracht sind. Jede Rotorschaufel 3 erstreckt
sich radial nach auswärts und umfaßt vorzugsweise einen Schaufelflügel
5, eine Schaufelplattform 6, einen Schaufelschaft 7
und eine Spitze oder ein radial äußeres Ende 8.
Eine Statoranordnung 10 innerhalb des Turbinenabschnitts bleibt
relativ zu der Drehung der Rotoranordnung stationär. Die Statoranordnung
10 umfaßt vorzugsweise eine Mehrzahl von Statorleitschaufeln
11, die in Umfangsrichtung im Abstand voneinander vorgesehen
und axial stromaufwärts von den Rotorschaufeln 3 angeordnet
sind. Eine Mehrzahl von Statorleitschaufeln 12, die in
Umfangsrichtung im Abstand voneinander vorgesehen sind, kann
außerdem axial stromabwärts von Rotorschaufel 3 angeordnet
sein. Eine ringförmige Ummantelung 13 ist radial im Abstand
auswärts von der Rotorordnung 1 angeordnet. Die radial innere
Oberfläche der Ummantelung 13 ist vorzugsweise eng benachbart
dem radial äußeren Ende 8 jeder Schaufel 3 angeordnet, und zwar
aus Gründen, die nachstehend erläutert werden.
Gase, welche durch den Turbinenabschnitt strömen, gehen zwischen
den Statorleitschaufeln 11 hindurch und werden mittels der Statorleitschaufeln
über den Schaufelflügel 5 jeder Rotorschaufel
3 gerichtet, so daß sie bewirken, daß sich die Rotorschaufel 3
und infolgedessen die Rotoranordnung 1 drehen. Die Ummantelung
13 verhindert im wesentlichen, daß die Gase radial im Nebenschluß
an der Rotorschaufel 3 vorbeigehen.
Es sei nun auf Fig. 2 Bezug genommen, in der ein radial äußerer
Teil einer Rotorschaufel 3 gezeigt ist, der vorzugsweise
der Schaufelflügel 5 der Rotorschaufel ist. Die Rotorschaufel 3
weist eine allgemein stromaufwärtige Kante 14, eine allgemein
stromabwärtige Kante 15, welche allgemein axial im Abstand von
der stromaufwärtigen Kante vorgesehen ist, und in Umfangsrichtung
im Abstand voneinander angeordnete Seitenwände 16 und 17
auf. Wegen der Form und der Drehrichtung der Rotorschaufel 3
ist die Seitenwand 16 die Druckseite, und die Seitenwand 17 ist
die Saugseite der Schaufel. Das Innere der Schaufel 3 ist teilweise
hohl, damit Luft im Inneren der Schaufel zirkulieren kann,
so daß dadurch die Kühlung gefördert wird. Durch eine teilweise
hohle Schaufel werden außerdem das Gewicht und die Kosten der
Schaufeln vermindert. Die erwähnte Kühlluft kann in jeder gewünschten
Weise in das teilweise hohle Innere der Schaufel 3
eintreten, so zum Beispiel durch Öffnungen (nicht gezeigt) in
dem Schaufelschaft 7.
Wie man am besten aus Fig. 3 ersieht, können die Seitenwände
16 und 17 eine Mehrzahl von Kühlkanälen 20 bzw. 21 aufweisen,
die durch diese Seitenwände hindurchgehen und längs der Seitenwände
von der stromaufwärtigen Kante 14 zur stromabwärtigen
Kante 15 der Schaufel 3 unter Zwischenräumen im Abstand voneinander
angeordnet sind. Die in Fig. 3 gezeigten Kühlkanäle 20
und 21 sind unter einem Winkel zur Seitenwand 16 und 17 angeordnet
derart, daß sie einen Kühlluftfilm längs den äußeren
Teilen der Seitenwände radial auswärts von den äußeren Enden
der Kühlkanäle erzeugen. Die Kühlkanäle 20 und 21 können jedoch
in jeder anderen gewünschten Weise angeordnet sein.
Wie außerdem aus Fig. 3 ersichtlich ist, weist die Schaufel 3
vorzugsweise eine Endwand 22 zwischen den radial äußeren Rändern
der Seitenwände 16 und 17 auf. Die Endwand 22 kann an den
Seitenwänden 16 und 17 beispielsweise durch Verbinden bzw.
-kleben oder Verschweißen befestigt sein, oder sie kann einstückig
mit den Seitenwänden sein, wie es der Fall ist, wenn
die Seitenwände und die Endwand als eine einzige Einheit gegossen
werden. Die Endwand 22 weist eine Mehrzahl von Kühlkanälen
23 und 24 auf, die unter Zwischenräumen zwischen der stromaufwärtigen
Kante 14 und der stromabwärtigen Kante 15 der Rotorschaufel
3 in der Endwand angeordnet sind. Die Kühlkanäle 23
und 24 steuern die Menge an Kühlluft, die vom Inneren der Rotorschaufel
an deren radial äußerem Ende austritt. Die Kühlkanäle
als solche sind vorzugsweise so bemessen, daß dann, wenn
die Spitzenkappe vom Ende der Rotorschaufel entfernt ist, die
meiste Kühlluft innerhalb der Schaufel zu deren Kühlung zurückgehalten
wird. Wenn andererseits die Kühlkanäle 23 und 24 zu
groß wären oder die Rotorschaufel 3 ein offenes Ende hätte,
würde beim Entfernen der Spitzenkappe die meiste Kühlluft aus
der Schaufel austreten, was zu einer Überhitzung der Schaufel
und einer möglichen Beschädigung, welche eine Reparatur oder
einen Austausch der Schaufel erfordern würde, führen würde.
An der Spitze oder dem radial äußeren Ende 8 jeder Rotorschaufel
3 ist eine Spitzenkappe 30 befestigt. Die Spitzenkappe 30
ist vorzugsweise eine einzelne Spitzenkappe, d. h. sie ist ein
gesondertes Bauelement, das an der Rotorschaufel 3 anbringbar
ist. Die Spitzenkappe 30 bewirkt eine wirksame Abdichtung zwischen
dem radial äußeren Ende 8 der Rotorschaufel 3 und der inneren
Oberfläche der Ummantelung 13. Die Spitzenkappe 30 umfaßt
einen Basisteil 31, der eine flache, radial innere Oberfläche
hat, die als Befestigungsoberfläche dient, und wenigstens eine
Rippe sowie vorzugsweise eine Mehrzahl von Rippen, die allgemein
mit 32 bezeichnet sind. Die Spitzenkappe wird vorzugsweise
aus einem Metall hergestellt, so zum Beispiel aus einer konventionell
gegossenen, richtungsverfestigten oder einzelkörnigen
Kobaltbasis- oder Nickelbasis-Superlegierung. Jedoch kann die
Kappe 30 auch aus jedem anderen geeigneten Material, wie gewünscht,
hergestellt sein.
Wie man aus den Fig. 3 und 4 ersieht, ist der Basisteil 31
der Spitzenkappe 30 vorzugsweise von einer im wesentlichen planaren
Schaufelflügelform und weist eine allgemein stromaufwärtige
Kante 33, eine allgemein stromabwärtige Kante 34, sowie
in Umfangsrichtung voneinander im Abstand vorgesehene Seitenränder
36 und 37 auf. Vorzugsweise fluchten die stromaufwärtigen
und stromabwärtigen Kanten 33 und 34 des Basisteils 31 mit
der stromaufwärtigen bzw. stromabwärtigen Kante 14 bzw. 15 der
Rotorschaufel 3, und die Seitenränder 36 und 37 des Basisteils
31 fluchten mit den Seitenwänden 16 und 17 der Rotorschaufel 3.
In dieser Fluchtungsanordnung werden der Seitenrand 36 des Basisteils
und die benachbarte Seite der Spitzenkappe als die
Druckseite der Spitzenkappe angesehen. Entsprechend werden der
Seitenrand 37 des Basisteils und die benachbarten Seiten der
Spitzenkappe als die Saugseite der Spitzenkappe angesehen.
Die Fig. 2, 3 und 4 zeigen eine Ausführungsform der Spitzenkappe
30, welche drei Rippen, nämlich die Rippen 32a, 32b und
32c, umfaßt. Jedoch kann jede gewünschte Anzahl von Rippen angewandt
werden. Jede Rippe 32a, 32b und 32c erstreckt sich radial
nach auswärts von dem Basisteil 31 und hat in Umfangsrichtung
im Abstand voneinander vorgesehene Seitenoberflächen, und
vorzugsweise erstreckt sich jede Rippe allgemein axial von der
stromaufwärtigen Kante 33 aus zur stromabwärtigen Kante 34 des
Basisteils 31. Die Rippen 32a und 32c an den äußeren Rändern
der Spitzenkappe können integral bzw. einstückig sein, wo sie
sich an der stromaufwärtigen und stromabwärtigen Kante treffen,
wie in den Fig. 2 und 4 gezeigt ist.
Der radial äußeren Rand jeder Rippe 32a, 32b und 32c weist ein
daran befestigtes Schleif- bzw. Abriebmaterial 35 auf. Das
Schleif- bzw. Abriebmaterial kann jedes Material sein, welches
für die Umgebung, in der es angewandt wird, geeignet ist. Ein
Beispiel eines geeigneten Schleif- bzw. Abriebmaterials für
die Verwendung in einer Turbine eines Gasturbinentriebwerks ist
eine schmirgelartige bzw. abreibende Aluminiumoxidbeschichtung.
Das Schleif- bzw. Abriebmaterial 35 kann durch jedes geeignete
Mittel bzw. Verfahren befestigt werden, wie zum Beispiel durch
Beschichten oder Plattieren, und zwar von der Art, wie es zur
Herstellung von metallgebundenen Schleifrändern bzw. -scheiben
angewandt wird. Obwohl das Schleif- bzw. Abriebmaterial nachstehend
als durch Beschichtung auf die Rippen 32 aufgebracht
bezeichnet wird, sei darauf hingewiesen, daß die Bezeichnung
"Beschichtung" ebensogut andere Verfahren des Befestigens des
Schleif- bzw. Abriebmaterials umfassen soll.
Wenn die Spitzenkappe 30 die innere Oberfläche der Ummantelung
13 berührt oder reibt, dann ist es das Schleifmaterial 35 anstatt
des metallischen, nichtschleifenden Teiles der Spitzenkappe,
das in Berührung mit der Ummantelung kommt. Ein wichtiger
Vorteil dieser Tatsache besteht darin, daß das Schleifmaterial
dadurch die innere Oberfläche der Ummantelung von allen
Ablagerungen von Material auf dieser inneren Oberfläche reinigt.
Auch ist, da die Teilchen des Schleifmaterials die Tendenz haben,
leichter weggebrochen zu werden, als das bei einem massiven
Stück Metall der Fall wäre, die auf die Spitzenkappe insgesamt
übertragene Scherbeanspruchung geringer, als es der Fall wäre,
wenn der nichtschleifende Teil der Spitzenkappe während eines
Reibens in Berührung mit der Ummantelung kommen würde. Darüber
hinaus ist wegen der Tendenz der Schleifteilchen, während eines
Reibens weggebrochen zu werden, der Zuwachs an Wärme aufgrund
von Reibung geringer, und infolgedessen ist die Wärmebeanspruchung
der Spitzenkappe auch geringer. Auf diese Weise wird
durch die Verwendung des Schleif- bzw. Abriebmaterials 35 auf
den Rippen 32a, 32b und 32c die Gebrauchslebensdauer der Spitzenkappe
verlängert.
Wie bereits weiter oben erwähnt, wird durch jedes solches Reiben
einiges Schleifmaterial abgetragen. Daher widersteht das
Schleifmaterial, je größer die radiale Dicke der Beschichtung
von Schleifmaterial ist, umso mehr Reibvorgänge, bevor es
vollständig abgetragen ist. Jedoch gibt es eine maximale brauchbare
Dickenbeschränkung für die Beschichtung aus Schleifmaterial
35 aufgrund des Fehlens von struktureller Fertigkeit der Beschichtung
im Vergleich mit der relativ hohen strukturellen
Fertigkeit des übrigen Teiles der Spitzenkappe 30. Das bedeutet,
daß dann, wenn die Schleifmaterialbeschichtung radial relativ
zu ihren Umfangsabmessungen zu dick ist, ein einziges
Reiben bewirken kann, daß die gesamte Beschichtung an Schleifmaterial
weggebrochen wird. Natürlich wird die maximal brauchbare
radiale Dicke der Beschichtung aus Schleifmaterial 35
durch solche Faktoren festgelegt, wie es die Umfangsabmessungen
der Beschichtung sind, sowie durch die Eigenschaften des
speziellen Schleifmaterials, das verwendet wird.
Die Spitzenkappe 30 nach der vorliegenden Erfindung ist mit gestuften
Beschichtungen aus Schleifmaterial versehen, damit eine
größere wirksame radiale Dicke an Schleifmaterial erzielt wird,
als sie durch eine einzige Beschichtung an Schleifmaterial erreicht
werden kann. Es sei erneut auf Fig. 3 Bezug genommen,
wonach jede Rippe 32a, 32b und 32c radial so dimensioniert ist,
daß die Beschichtung an Schleifmaterial 35 auf dem äußeren Ende
jeder Rippe in einem unterschiedlichen Radialabstand von dem
Basisteil 31 liegt. Die Dimensionierung ist so, daß Schleifmaterial
35 auf wenigstens einer der Rippen in jeder Ebene angeordnet
ist, die senkrecht zu der allgemein durch die strichpunktierte
Linie 38 angedeuteten Radialachse der Rotorschaufel
ist und sich zwischen dem Basisteil 31 und dem radial äußeren
Ende der radial höchstens Rippe 32a erstreckt. In dieser Konfiguration
wird, wenn das Schleifmaterial 35 auf der radial höchsten
Rippe 32 aufgrund des Reibens an der inneren Oberfläche
der Ummantelung 13 abgetragen worden ist, Schleifmaterial auf
der nächsthöchsten Rippe 32b für das Reiben an der Ummantelung
verfügbar. Wenn das Schleifmaterial auf jeder Rippe bzw. auf
jeweils einer Rippe abgetragen worden ist, dann wird das
Schleifmaterial auf der nächstfolgenden kürzeren Rippe zum Reiben
verfügbar. Gewünschtenfalls kann die radial kürzeste Rippe
32c aus Schleifmaterial 35 bestehen, das durch Beschichtung
direkt auf die Oberfläche des Basisteils 31 aufgebracht worden
ist. Natürlich kommt es, wenn das Schleifmaterial 35 auf irgendeiner
speziellen Rippe 32 abgetragen worden ist, dazu, daß
der übrige nichtschleifende Teil dieser Rippe weiterhin durch
Reiben mit der gleichen Rate bzw. in dem gleichen Ausmaß abgetragen
wird, wie das Schleifmaterial auf den nächstkürzeren
Rippen die innere Oberfläche der Ummantelung 13 reibt. Jedoch
wird irgendwelches Material, das auf der inneren Oberfläche
der Ummantelung 13 durch solche Reibvorgänge des nichtschleifenden
Teiles einer Rippe abgelagert worden ist, durch das Reiben
von Schleifmaterial gereinigt, das sich auf einer Rippe
der gleichen Spitzenkappe oder der Spitzenkappe einer anderen
Rotorschaufel befindet.
Wie man aus Fig. 3 ersieht, befindet sich die radial höchste
Rippe 32a benachbart dem Seitenrand 36, und die radial kürzeste
Rippe 32c befindet sich benachbart dem Seitenrand 37 des Basisteils
31. Die Rippen 32 können jedoch in jeder anderen gewünschten
Weise angeordnet sein.
Die Spitzenkappe 30 sollte gekühlt werden, damit die Wärmebeanspruchung
innerhalb derselben vermindert und infolgedessen ihre
Gebrauchslebensdauer verlängert wird. Ein Kühlen der Spitzenkappe
kann in verschiedenen Weisen erreicht werden. Die Seitenränder
36 und 37 der Spitzenkappe erfahren eine Filmkühlung
durch Luft, welche aus den Kühlkanälen 20 und 21 austritt und
radial auswärts längs den Seiten der Spitzenkappe strömt. Der
Basisteil 31 der Spitzenkappe 30 weist eine Mehrzahl von Kühlkanälen
40 und 41 auf, die unter Zwischenräumen längs des Basisteils
31 im Abstand voneinander angeordnet sind und mit den
Kühlkanälen 23 bzw. 24 in der Endwand 22 der Rotorschaufel 3
fluchten. Luft, die aus den Kühlkanälen 40 und 41 austritt,
kühlt die Seitenoberflächen der Rippen 32a und 32b dadurch, daß
sie darauf auftrifft. Die Anzahl und Anordnung der Kühlkanäle
40 und 41 kann in gewünschter Weise ausgewählt sein. Für eine
wirksame Kühlung der Rippen 32a und 32b ist es jedoch zu bevorzugen,
daß die Kühlkanäle 40 und 41 winklig angeordnet sind,
d. h. unter einem Winkel geneigt verlaufen, wie es in Fig. 3
dargestellt ist, so daß dadurch Luft, die aus den Kühlkanälen
austritt, auf einen radial inneren Teil der Seitenoberflächen
der Rippen auftrifft. Nach dem Auftreffen auf die Rippen wird
diese Luft dann zu einem Kühlluftfilm, der längs den radial
äußeren Teilen der Seitenoberflächen der Rippen verläuft. Die
Kühlkanäle 40 und 41 sind vorzugsweise durch den Basisteil 31
gebohrt, und um sie unter einem Winkel zu bohren, so daß sie
auf die radial inneren Teile der Rippen 32 gerichtet sind,
läßt sich dieses Bohren am besten von der radial inneren Fläche
oder der Unterseite des Basisteils 31 her ausführen. Daher ist
es zu bevorzugen, die Spitzenkappe 30 gesondert von der Rotorschaufel
3 vorzufabrizieren und die Kühlkanäle 40 und 41 zu
bohren, bevor die Spitzenkappe 30 am Ende der Rotorschaufel 3
befestigt wird.
Die Spitzenkappe 30 kann wenigstens eine Wärmebarriere aufweisen,
die an einer Rippe 32 befestigt ist, wie beispielsweise
die Wärmebarriere 42, die nach der Darstellung auf der Druckseitenoberfläche
der Rippe 32a und auf dem Seitenrand 36 des
Basisteils 31 gemäß Fig. 3 befestigt ist. Eine Wärmebarriere
42 trägt dazu bei, ein Überhitzen der Rippe, an der sie angebracht
ist, zu verhindern, und auf diese Weise trägt sie zum
Vermindern der Wärmebeanspruchung in der Spitzenkappe 30 bei.
Eine Wärmebarriere ist besonders nützlich auf den radial höhren
Rippen, bei denen die Filmkühlung oder die Aufprallkühlung
der Rippen ungenügend sein kann. Ein Beispiel einer solchen
Wärmebarriere ist eine Keramikbeschichtung, wie beispielsweise
aus Zirkondioxid, die auf die Rippe aufgesprüht ist.
Wie bereits weiter oben angedeutet, ist es zu bevorzugen, die
Spitzenkappe 30 gesondert von der Rotorschaufel 3 vorzufabrizieren,
damit die Kühlkanäle in einem geeigneten Winkel durch
die Spitzenkappe hindurch gebohrt werden können. Die Spitzenkappe
30, und zwar genauer gesagt, der Basisteil 31 der Spitzenkappe,
wird dann an der Rotorschaufel 3 über dem radial äußeren
Ende 8 befestigt oder angebracht, das nach Fig. 3 die äußere
Oberfläche der Endwand 22 umfaßt, und zwar erfolgt die Befestigung
oder Anbringung durch geeignete Mittel bzw. Verfahren,
wie beispielsweise durch Diffusionsbindung bzw. -verbindung
oder Hartlötung. Alternativ kann die Spitzenkappe 30 an einer
Rotorschaufel angebracht werden, die ein offenes Radialende
hat, d. h. an einer Rotorschaufel, die keine Endwand 22 aufweist,
wobei das Anbringen dadurch erfolgt, daß die Spitzenkappe über
den radial äußeren Rändern der Seitenwände 16 und 17 der Rotorschaufel
3 befestigt wird.
In jeder der obigen Anordnungen ist die Spitzenkappe 30
vorzugsweise so hergestellt, daß sie gesondert von der Rotorschaufel
ausgebildet ist und infolgedessen ausgetauscht werden
kann, ohne daß die Rotorschaufel 3 ausgetauscht werden muß. Jedoch
kann die Spitzenkappe 30 gewünschtenfalls, wie man aus Fig. 5
ersieht, auch integral bzw. einstückig mit der Rotorschaufel
3 hergestellt werden, indem sie beispielsweise als
mit der Rotorschaufel einstückiges Teil beschichtet wird. In
dieser Anordnung erstreckt sich der Basisteil 31 quer über die
Seitenwände 16 und 17 der Rotorschaufel, und die Rippen 32 erstrecken
sich radial auswärts von dem Basisteil. Die Kühlkanäle
40 und 41 sind direkt mit dem Inneren der Rotorschaufel 3 verbunden.
Ein bevorzugtes Verfahren zum Austauschen einer ersten Spitzenkappe
durch eine zweite Spitzenkappe ist folgendes:
Zunächst wird die erste Spitzenkappe durch ein geeignetes Mittel
bzw. Verfahren entfernt, indem man sie beispielsweise wegschneidet,
-fräst oder -schleift; das radial äußere Ende 8, das
die Enden der Seitenwände 16 und 17 sowie die äußere Fläche der
Endwand 22, wenn eine solche vorhanden ist, der Rotorschaufel
3 umfaßt, wird zu einer flachen Oberfläche bearbeitet; die
zweite Spitzenkappe wird bezüglich bzw. auf der Rotorschaufel
3 ausgerichtet, wobei sichergestellt wird, daß die Kühlkanäle
23 und 24 mit den Kühlkanälen 40 und 41 fluchten; und es wird
die radial innere Oberfläche oder die Befestigungsoberfläche
der zweiten Spitzenkappe an dem radial äußeren Ende der Rotorschaufel
durch ein geeignetes Mittel bzw. Verfahren befestigt,
wie beispielsweise durch Diffusionsbehandlung oder Hartlöten.
Dieses Verfahren des Austauschens einer Spitzenkappe ist weniger
kosten- und zeitaufwendig als es die bisherigen Verfahren
der erneuten Herstellung von Spitzenkappen auf den Enden der
Rotorschaufeln sind.
Claims (7)
1. Spitzenkappe für eine sich radial erstreckende
Rotorschaufel, die eine stromaufwärtige und eine stromabwärtige
Kante, die allgemein axial im Abstand voneinander
angeordnet sind, sowie in Umfangsrichtung
voneinander beabstandete Seitenwände und ein radiales
äußeres Ende aufweist, wobei die gesondert Spitzenkappe
für die Rotorschaufel einen Basisteil, der
eine im wesentlichen planare Stromlinienkörper- bzw.
Tragflügelprofilform hat und an der Rotorschaufel
über bzw. auf dem radial äußeren Ende befestigt ist
sowie eine stromaufwärtige und eine stromabwärtige
Kante hat, die mit der stromaufwärtigen und der
stromabwärtigen Kante der Rotorschaufel fluchten,
und mehrere Rippe umfaßt, die sich allgemein axial
von der stromaufwärtigen Kante zu der stromabwärtigen
Kante des Basisteils erstrecken, wobei sich
Rippen radial auswärts von dem Basisteil erstrecken
und ein Schleifmaterial aufweisen, das an einem radial
äußeren Rand derselben befestigt ist,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Rippen (32a-32c) radial nach Größen geordnet
bzw., gestaffelt sind, so daß das Schleifmaterial
(35) in radial variierenden Abständen von dem Basisteil
(31) angeordnet ist.
2. Spitzenkappe nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,
daß Schleifmaterial (35) auf den Rippen (32a-32c) in
jeder zur Radialachse (38) der Rotorschaufel (3) senkrechten
Ebene zwischen dem Basisteil (31) der Spitzenkappe
(30) und dem radial äußeren Rand der radial
höchsten Rippe (32) angeordnet ist.
3. Spitzenkappe nach Anspruch 1 oder 2,
gekennzeichnet durch
ein wärmeisolierendes Material (42), das auf einer
Seite von wenigstens einer der Rippen (32a-32c) befestigt
ist.
4. Spitzenkappe nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet,
daß das wärmeisolierende Material (42) an dem Seitenrand
(36) der radial höchsten Rippe (32a) befestigt ist.
5. Spitzenkappe nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
dadurch gekennzeichnet,
daß die Spitzenkappe (30) drei Rippen (32a-32c) umfaßt.
6. Spitzenkappe nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet,
daß der Basisteil (31) mehrere Kühlkanäle (40, 41) aufweist,
deren Kühlluft gegen eine Seitenfläche der
radial höchsten Rippe (32a) prallt, während ein wärmeisolierendes
Material (42) an der anderen Seitenfläche
der Rippe (32a) befestigt ist.
7. Spitzenkappe nach Anspruch 6,
dadurch gekennzeichnet,
daß die radial höchste Rippe (32a) an der Druckseite
angeordnet ist.
Applications Claiming Priority (1)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
US06/145,412 US4390320A (en) | 1980-05-01 | 1980-05-01 | Tip cap for a rotor blade and method of replacement |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
DE3102575A1 DE3102575A1 (de) | 1982-01-28 |
DE3102575C2 true DE3102575C2 (de) | 1991-05-29 |
Family
ID=22512992
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
DE19813102575 Granted DE3102575A1 (de) | 1980-05-01 | 1981-01-27 | "spitzenkappe fuer eine rotorschaufel und verfahren zum austauschen derselben" |
Country Status (6)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US4390320A (de) |
JP (2) | JPS56162207A (de) |
DE (1) | DE3102575A1 (de) |
FR (1) | FR2481740B1 (de) |
GB (1) | GB2075129B (de) |
IT (1) | IT1135181B (de) |
Cited By (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19809008A1 (de) * | 1997-03-04 | 1998-09-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gasturbinenschaufel |
DE19963375A1 (de) * | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Abb Alstom Power Ch Ag | Schaufel für den Rotor einer Gasturbine sowie Gasturbine mit einer solchen Schaufel |
Families Citing this family (164)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4606701A (en) * | 1981-09-02 | 1986-08-19 | Westinghouse Electric Corp. | Tip structure for a cooled turbine rotor blade |
DE3203869C2 (de) * | 1982-02-05 | 1984-05-10 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Turbinenlaufschaufel für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinentriebwerke |
US4487550A (en) * | 1983-01-27 | 1984-12-11 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | Cooled turbine blade tip closure |
DE3413628C2 (de) * | 1983-04-25 | 1996-09-19 | Gen Electric | Spaltdichtung für eine Dampfturbine |
DE3401742C2 (de) * | 1984-01-19 | 1986-08-14 | MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München | Rotor für einen Axialverdichter |
US4589823A (en) * | 1984-04-27 | 1986-05-20 | General Electric Company | Rotor blade tip |
US4540339A (en) * | 1984-06-01 | 1985-09-10 | The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force | One-piece HPTR blade squealer tip |
US4682933A (en) * | 1984-10-17 | 1987-07-28 | Rockwell International Corporation | Labyrinthine turbine-rotor-blade tip seal |
US4680199A (en) * | 1986-03-21 | 1987-07-14 | United Technologies Corporation | Method for depositing a layer of abrasive material on a substrate |
EP0278434B1 (de) * | 1987-02-06 | 1994-07-20 | Wolfgang P. Weinhold | Rotorblatt |
US4863348A (en) * | 1987-02-06 | 1989-09-05 | Weinhold Wolfgang P | Blade, especially a rotor blade |
US4808055A (en) * | 1987-04-15 | 1989-02-28 | Metallurgical Industries, Inc. | Turbine blade with restored tip |
US4761116A (en) * | 1987-05-11 | 1988-08-02 | General Electric Company | Turbine blade with tip vent |
GB8720248D0 (en) * | 1987-08-27 | 1987-10-07 | Imi Titanium Ltd | Turbines |
JPS6436501U (de) * | 1987-08-29 | 1989-03-06 | ||
FR2623569A1 (fr) * | 1987-11-19 | 1989-05-26 | Snecma | Aube de compresseur a lechettes d'extremite dissymetriques |
US4893987A (en) * | 1987-12-08 | 1990-01-16 | General Electric Company | Diffusion-cooled blade tip cap |
US4851188A (en) * | 1987-12-21 | 1989-07-25 | United Technologies Corporation | Method for making a turbine blade having a wear resistant layer sintered to the blade tip surface |
US4818833A (en) * | 1987-12-21 | 1989-04-04 | United Technologies Corporation | Apparatus for radiantly heating blade tips |
CA2007633C (en) * | 1988-07-29 | 2000-03-14 | United Technologies Corporation | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
GB2319567B (en) * | 1988-07-29 | 1998-09-23 | United Technologies Corp | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
US5667359A (en) * | 1988-08-24 | 1997-09-16 | United Technologies Corp. | Clearance control for the turbine of a gas turbine engine |
US4874290A (en) * | 1988-08-26 | 1989-10-17 | Solar Turbines Incorporated | Turbine blade top clearance control system |
GB8823094D0 (en) * | 1988-10-01 | 1988-11-09 | Rolls Royce Plc | Clearance control between rotating & static components |
US5074970A (en) * | 1989-07-03 | 1991-12-24 | Kostas Routsis | Method for applying an abrasive layer to titanium alloy compressor airfoils |
FR2798423B1 (fr) * | 1990-01-24 | 2002-10-11 | United Technologies Corp | Commande de jeu pour turbine de moteur a turbine a gaz |
US5272809A (en) * | 1990-09-04 | 1993-12-28 | United Technologies Corporation | Technique for direct bonding cast and wrought materials |
US5216808A (en) * | 1990-11-13 | 1993-06-08 | General Electric Company | Method for making or repairing a gas turbine engine component |
US5224713A (en) * | 1991-08-28 | 1993-07-06 | General Electric Company | Labyrinth seal with recirculating means for reducing or eliminating parasitic leakage through the seal |
US5282721A (en) * | 1991-09-30 | 1994-02-01 | United Technologies Corporation | Passive clearance system for turbine blades |
US5261789A (en) * | 1992-08-25 | 1993-11-16 | General Electric Company | Tip cooled blade |
US5476364A (en) * | 1992-10-27 | 1995-12-19 | United Technologies Corporation | Tip seal and anti-contamination for turbine blades |
US5688107A (en) * | 1992-12-28 | 1997-11-18 | United Technologies Corp. | Turbine blade passive clearance control |
GB2310897B (en) * | 1993-10-15 | 1998-05-13 | United Technologies Corp | Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades |
US5476363A (en) * | 1993-10-15 | 1995-12-19 | Charles E. Sohl | Method and apparatus for reducing stress on the tips of turbine or compressor blades |
US5403158A (en) * | 1993-12-23 | 1995-04-04 | United Technologies Corporation | Aerodynamic tip sealing for rotor blades |
JP3137527B2 (ja) * | 1994-04-21 | 2001-02-26 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン動翼チップ冷却装置 |
FR2724412B1 (fr) * | 1994-09-14 | 1996-10-25 | Snecma | Aube de turbomachine en materiau composite munie d'un joint d'etancheite et son procede de realisation |
US5503527A (en) * | 1994-12-19 | 1996-04-02 | General Electric Company | Turbine blade having tip slot |
GB2298246B (en) * | 1995-02-23 | 1998-10-28 | Bmw Rolls Royce Gmbh | A turbine-blade arrangement comprising a shroud band |
US5672261A (en) * | 1996-08-09 | 1997-09-30 | General Electric Company | Method for brazing an end plate within an open body end, and brazed article |
US5733102A (en) * | 1996-12-17 | 1998-03-31 | General Electric Company | Slot cooled blade tip |
US5813836A (en) * | 1996-12-24 | 1998-09-29 | General Electric Company | Turbine blade |
US5738491A (en) * | 1997-01-03 | 1998-04-14 | General Electric Company | Conduction blade tip |
JPH10266803A (ja) | 1997-03-25 | 1998-10-06 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却動翼 |
US5794338A (en) * | 1997-04-04 | 1998-08-18 | General Electric Company | Method for repairing a turbine engine member damaged tip |
JPH1113402A (ja) * | 1997-06-23 | 1999-01-19 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | ガスタービン冷却翼チップシュラウド |
US6027306A (en) * | 1997-06-23 | 2000-02-22 | General Electric Company | Turbine blade tip flow discouragers |
US5902093A (en) * | 1997-08-22 | 1999-05-11 | General Electric Company | Crack arresting rotor blade |
US6179556B1 (en) | 1999-06-01 | 2001-01-30 | General Electric Company | Turbine blade tip with offset squealer |
US6231307B1 (en) * | 1999-06-01 | 2001-05-15 | General Electric Company | Impingement cooled airfoil tip |
US6224336B1 (en) * | 1999-06-09 | 2001-05-01 | General Electric Company | Triple tip-rib airfoil |
DE19933445C2 (de) * | 1999-07-16 | 2001-12-13 | Mtu Aero Engines Gmbh | Dichtring für nicht- hermetische Fluiddichtungen |
US6296447B1 (en) * | 1999-08-11 | 2001-10-02 | General Electric Company | Gas turbine component having location-dependent protective coatings thereon |
US6224337B1 (en) * | 1999-09-17 | 2001-05-01 | General Electric Company | Thermal barrier coated squealer tip cavity |
EP1143030A1 (de) | 2000-04-03 | 2001-10-10 | ABB Alstom Power N.V. | Werkstoff für Turbinenschaufelspitze und dessen Herstellungs-oder Reparierungsverfahren |
US6502303B2 (en) | 2001-05-07 | 2003-01-07 | Chromalloy Gas Turbine Corporation | Method of repairing a turbine blade tip |
US6558119B2 (en) * | 2001-05-29 | 2003-05-06 | General Electric Company | Turbine airfoil with separately formed tip and method for manufacture and repair thereof |
US6602052B2 (en) * | 2001-06-20 | 2003-08-05 | Alstom (Switzerland) Ltd | Airfoil tip squealer cooling construction |
US6733232B2 (en) * | 2001-08-01 | 2004-05-11 | Watson Cogeneration Company | Extended tip turbine blade for heavy duty industrial gas turbine |
GB2378733A (en) * | 2001-08-16 | 2003-02-19 | Rolls Royce Plc | Blade tips for turbines |
US6908288B2 (en) * | 2001-10-31 | 2005-06-21 | General Electric Company | Repair of advanced gas turbine blades |
US6634860B2 (en) * | 2001-12-20 | 2003-10-21 | General Electric Company | Foil formed structure for turbine airfoil tip |
US6932570B2 (en) * | 2002-05-23 | 2005-08-23 | General Electric Company | Methods and apparatus for extending gas turbine engine airfoils useful life |
US6761539B2 (en) * | 2002-07-24 | 2004-07-13 | Ventilatoren Sirocco Howden B.V. | Rotor blade with a reduced tip |
US6994514B2 (en) * | 2002-11-20 | 2006-02-07 | Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. | Turbine blade and gas turbine |
GB0228443D0 (en) * | 2002-12-06 | 2003-01-08 | Rolls Royce Plc | Blade cooling |
CH696854A5 (de) | 2003-04-14 | 2007-12-31 | Alstom Technology Ltd | Thermische Turbomaschine. |
US7008186B2 (en) * | 2003-09-17 | 2006-03-07 | General Electric Company | Teardrop film cooled blade |
US20050091848A1 (en) * | 2003-11-03 | 2005-05-05 | Nenov Krassimir P. | Turbine blade and a method of manufacturing and repairing a turbine blade |
GB2409006B (en) | 2003-12-11 | 2006-05-17 | Rolls Royce Plc | Tip sealing for a turbine rotor blade |
JP2005201079A (ja) * | 2004-01-13 | 2005-07-28 | Ishikawajima Harima Heavy Ind Co Ltd | タービン翼及びその製造方法 |
EP1624192A1 (de) * | 2004-08-06 | 2006-02-08 | Siemens Aktiengesellschaft | Verdichterschaufel für einen Verdichter und Verdichter |
US7270514B2 (en) * | 2004-10-21 | 2007-09-18 | General Electric Company | Turbine blade tip squealer and rebuild method |
US7282681B2 (en) * | 2005-05-05 | 2007-10-16 | General Electric Company | Microwave fabrication of airfoil tips |
US7419363B2 (en) * | 2005-05-13 | 2008-09-02 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with ceramic tip |
US7510376B2 (en) * | 2005-08-25 | 2009-03-31 | General Electric Company | Skewed tip hole turbine blade |
US7922455B2 (en) * | 2005-09-19 | 2011-04-12 | General Electric Company | Steam-cooled gas turbine bucker for reduced tip leakage loss |
US7556477B2 (en) * | 2005-10-04 | 2009-07-07 | General Electric Company | Bi-layer tip cap |
FR2893268B1 (fr) * | 2005-11-15 | 2008-02-08 | Snecma Sa | Procede de realisation d'un rebord situe a l'extremite libre d'une aube, aube obtenue par ce procede et turbomachine equipee de cette aube |
EP1820938A1 (de) * | 2006-02-20 | 2007-08-22 | ABB Turbo Systems AG | Reinigungselemente auf Laufschaufelspitzen einer Abgasturbine |
US7600977B2 (en) * | 2006-05-08 | 2009-10-13 | General Electric Company | Turbine blade tip cap |
US7520723B2 (en) * | 2006-07-07 | 2009-04-21 | Siemens Energy, Inc. | Turbine airfoil cooling system with near wall vortex cooling chambers |
US8512003B2 (en) * | 2006-08-21 | 2013-08-20 | General Electric Company | Tip ramp turbine blade |
US8500396B2 (en) * | 2006-08-21 | 2013-08-06 | General Electric Company | Cascade tip baffle airfoil |
US8632311B2 (en) * | 2006-08-21 | 2014-01-21 | General Electric Company | Flared tip turbine blade |
US7607893B2 (en) * | 2006-08-21 | 2009-10-27 | General Electric Company | Counter tip baffle airfoil |
US7686578B2 (en) * | 2006-08-21 | 2010-03-30 | General Electric Company | Conformal tip baffle airfoil |
US7726944B2 (en) * | 2006-09-20 | 2010-06-01 | United Technologies Corporation | Turbine blade with improved durability tip cap |
US7686568B2 (en) * | 2006-09-22 | 2010-03-30 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating turbine engines |
US8066478B1 (en) * | 2006-10-17 | 2011-11-29 | Iowa State University Research Foundation, Inc. | Preventing hot-gas ingestion by film-cooling jet via flow-aligned blockers |
US8425183B2 (en) * | 2006-11-20 | 2013-04-23 | General Electric Company | Triforial tip cavity airfoil |
US7704047B2 (en) * | 2006-11-21 | 2010-04-27 | Siemens Energy, Inc. | Cooling of turbine blade suction tip rail |
JP4830812B2 (ja) * | 2006-11-24 | 2011-12-07 | 株式会社Ihi | 圧縮機動翼 |
US8172518B2 (en) * | 2006-12-29 | 2012-05-08 | General Electric Company | Methods and apparatus for fabricating a rotor assembly |
US7704045B1 (en) | 2007-05-02 | 2010-04-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with blade tip cooling notches |
US9009965B2 (en) * | 2007-05-24 | 2015-04-21 | General Electric Company | Method to center locate cutter teeth on shrouded turbine blades |
US20080317597A1 (en) * | 2007-06-25 | 2008-12-25 | General Electric Company | Domed tip cap and related method |
US7980820B2 (en) * | 2007-08-27 | 2011-07-19 | United Technologies Corporation | Turbine engine blade cooling |
US8206108B2 (en) * | 2007-12-10 | 2012-06-26 | Honeywell International Inc. | Turbine blades and methods of manufacturing |
US8360734B2 (en) * | 2007-12-13 | 2013-01-29 | United Technologies Corporation | Method for repairing an airfoil |
GB0724612D0 (en) * | 2007-12-19 | 2008-01-30 | Rolls Royce Plc | Rotor blades |
FR2928405B1 (fr) * | 2008-03-05 | 2011-01-21 | Snecma | Refroidissement de l'extremite d'une aube. |
DE102008047043A1 (de) * | 2008-09-13 | 2010-03-18 | Mtu Aero Engines Gmbh | Ersatzteil für eine Gasturbinen-Schaufel einer Gasturbine, Gasturbinen-Schaufel sowie ein Verfahren zur Reparatur einer Gasturbinen-Schaufel |
GB0901129D0 (en) * | 2009-01-26 | 2009-03-11 | Rolls Royce Plc | Rotor blade |
US20100200189A1 (en) * | 2009-02-12 | 2010-08-12 | General Electric Company | Method of fabricating turbine airfoils and tip structures therefor |
US8186965B2 (en) * | 2009-05-27 | 2012-05-29 | General Electric Company | Recovery tip turbine blade |
US9194243B2 (en) * | 2009-07-17 | 2015-11-24 | Rolls-Royce Corporation | Substrate features for mitigating stress |
US8454310B1 (en) | 2009-07-21 | 2013-06-04 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Compressor blade with tip sealing |
JP5404247B2 (ja) * | 2009-08-25 | 2014-01-29 | 三菱重工業株式会社 | タービン動翼およびガスタービン |
EP2316988B1 (de) * | 2009-11-02 | 2015-07-08 | Alstom Technology Ltd | Verschleiss- und oxidationsbeständige Turbinenschaufel |
US8511991B2 (en) | 2009-12-07 | 2013-08-20 | General Electric Company | Composite turbine blade and method of manufacture thereof |
EP2524069B1 (de) | 2010-01-11 | 2018-03-07 | Rolls-Royce Corporation | Merkmale zur milderung thermischer oder mechanischer spannungen einer umgebungsschutzschicht |
US8628299B2 (en) * | 2010-01-21 | 2014-01-14 | General Electric Company | System for cooling turbine blades |
US8317476B1 (en) * | 2010-07-12 | 2012-11-27 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip cooling circuit |
US8616847B2 (en) * | 2010-08-30 | 2013-12-31 | Siemens Energy, Inc. | Abrasive coated preform for a turbine blade tip |
US8777567B2 (en) | 2010-09-22 | 2014-07-15 | Honeywell International Inc. | Turbine blades, turbine assemblies, and methods of manufacturing turbine blades |
US8708655B2 (en) | 2010-09-24 | 2014-04-29 | United Technologies Corporation | Blade for a gas turbine engine |
US8753093B2 (en) * | 2010-10-19 | 2014-06-17 | General Electric Company | Bonded turbine bucket tip shroud and related method |
EP2492443A1 (de) * | 2011-02-22 | 2012-08-29 | Siemens Aktiengesellschaft | Verfahren zur Herstellung einer Schutzschicht für eine Laufschaufel |
US8807955B2 (en) | 2011-06-30 | 2014-08-19 | United Technologies Corporation | Abrasive airfoil tip |
US8801377B1 (en) * | 2011-08-25 | 2014-08-12 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine blade with tip cooling and sealing |
US8708645B1 (en) * | 2011-10-24 | 2014-04-29 | Florida Turbine Technologies, Inc. | Turbine rotor blade with multi-vortex tip cooling channels |
EP2604797B1 (de) * | 2011-12-13 | 2020-01-22 | MTU Aero Engines GmbH | Laufschaufel mit einer Rippenanordnung mit abrasiver Beschichtung |
US9249667B2 (en) * | 2012-03-15 | 2016-02-02 | General Electric Company | Turbomachine blade with improved stiffness to weight ratio |
US9186757B2 (en) * | 2012-05-09 | 2015-11-17 | Siemens Energy, Inc. | Method of providing a turbine blade tip repair |
US9951629B2 (en) * | 2012-07-03 | 2018-04-24 | United Technologies Corporation | Tip leakage flow directionality control |
US9957817B2 (en) * | 2012-07-03 | 2018-05-01 | United Technologies Corporation | Tip leakage flow directionality control |
US9470096B2 (en) | 2012-07-26 | 2016-10-18 | General Electric Company | Turbine bucket with notched squealer tip |
US9045988B2 (en) * | 2012-07-26 | 2015-06-02 | General Electric Company | Turbine bucket with squealer tip |
US10408066B2 (en) | 2012-08-15 | 2019-09-10 | United Technologies Corporation | Suction side turbine blade tip cooling |
EP2713009B1 (de) * | 2012-09-26 | 2015-03-11 | Alstom Technology Ltd | Kühlverfahren und -system zur Kühlung von Schaufeln mindestens einer Schaufelreihe in einer drehenden Strömungsmaschine |
US10040094B2 (en) | 2013-03-15 | 2018-08-07 | Rolls-Royce Corporation | Coating interface |
SG11201507650UA (en) | 2013-03-15 | 2015-10-29 | Rolls Royce Corp | Repair of gas turbine engine components |
US9765623B2 (en) * | 2013-07-23 | 2017-09-19 | General Electric Company | Methods for modifying cooling holes with recess-shaped modifications |
US9856739B2 (en) | 2013-09-18 | 2018-01-02 | Honeywell International Inc. | Turbine blades with tip portions having converging cooling holes |
US20150093237A1 (en) * | 2013-09-30 | 2015-04-02 | General Electric Company | Ceramic matrix composite component, turbine system and fabrication process |
US9816389B2 (en) | 2013-10-16 | 2017-11-14 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with tip portion parapet wall cavities |
US9879544B2 (en) | 2013-10-16 | 2018-01-30 | Honeywell International Inc. | Turbine rotor blades with improved tip portion cooling holes |
US9995147B2 (en) * | 2015-02-11 | 2018-06-12 | United Technologies Corporation | Blade tip cooling arrangement |
US10107108B2 (en) | 2015-04-29 | 2018-10-23 | General Electric Company | Rotor blade having a flared tip |
GB201508637D0 (en) | 2015-05-20 | 2015-07-01 | Rolls Royce Plc | A gas turbine engine component with an abrasive coating |
US10329922B2 (en) * | 2016-02-09 | 2019-06-25 | General Electric Company | Gas turbine engine airfoil |
SG10201700339YA (en) | 2016-02-29 | 2017-09-28 | Rolls Royce Corp | Directed energy deposition for processing gas turbine engine components |
US10184342B2 (en) | 2016-04-14 | 2019-01-22 | General Electric Company | System for cooling seal rails of tip shroud of turbine blade |
US10495103B2 (en) * | 2016-12-08 | 2019-12-03 | United Technologies Corporation | Fan blade having a tip assembly |
US10619487B2 (en) * | 2017-01-31 | 2020-04-14 | General Electric Comapny | Cooling assembly for a turbine assembly |
US10494932B2 (en) * | 2017-02-07 | 2019-12-03 | General Electric Company | Turbomachine rotor blade cooling passage |
US10533429B2 (en) * | 2017-02-27 | 2020-01-14 | Rolls-Royce Corporation | Tip structure for a turbine blade with pressure side and suction side rails |
FR3065497B1 (fr) * | 2017-04-21 | 2019-07-05 | Safran Aircraft Engines | Canal d'ejection d'air vers le sommet et vers l'aval d'une pale d'aube de turbomachine |
US10502063B2 (en) * | 2017-05-31 | 2019-12-10 | General Electric Company | Airfoil and method of fabricating same |
US10731470B2 (en) | 2017-11-08 | 2020-08-04 | General Electric Company | Frangible airfoil for a gas turbine engine |
GB201801296D0 (en) * | 2018-01-26 | 2018-03-14 | Rolls Royce Plc | Circumferental seal |
EP3546703A1 (de) * | 2018-03-29 | 2019-10-02 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbinenlaufschaufel für eine gasturbine |
US11346232B2 (en) * | 2018-04-23 | 2022-05-31 | Rolls-Royce Corporation | Turbine blade with abradable tip |
US11028703B2 (en) | 2018-06-07 | 2021-06-08 | Raytheon Technologies Corporation | Gas turbine engine airfoil with tip leading edge shelf discourager |
US10787932B2 (en) | 2018-07-13 | 2020-09-29 | Honeywell International Inc. | Turbine blade with dust tolerant cooling system |
US11473591B2 (en) * | 2018-10-15 | 2022-10-18 | Asia Vital Components (China) Co., Ltd. | Fan blade unit and fan impeller structure thereof |
US11118462B2 (en) * | 2019-01-24 | 2021-09-14 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Blade tip pocket rib |
US11299991B2 (en) * | 2020-04-16 | 2022-04-12 | General Electric Company | Tip squealer configurations |
US11980938B2 (en) | 2020-11-24 | 2024-05-14 | Rolls-Royce Corporation | Bladed disk repair process with shield |
US11371359B2 (en) | 2020-11-26 | 2022-06-28 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine blade for a gas turbine engine |
US11629412B2 (en) | 2020-12-16 | 2023-04-18 | Rolls-Royce Corporation | Cold spray deposited masking layer |
US11486263B1 (en) * | 2021-06-28 | 2022-11-01 | General Electric Company | System for addressing turbine blade tip rail wear in rubbing and cooling |
Citations (2)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2227427A1 (de) * | 1973-04-30 | 1974-11-22 | Gen Electric | |
DE2853959A1 (de) * | 1977-12-21 | 1979-06-28 | Gen Electric | Gasdichtung und verfahren zu deren herstellung |
Family Cites Families (7)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US3199836A (en) * | 1964-05-04 | 1965-08-10 | Gen Electric | Axial flow turbo-machine blade with abrasive tip |
US3527544A (en) * | 1968-12-12 | 1970-09-08 | Gen Motors Corp | Cooled blade shroud |
GB1423833A (en) * | 1972-04-20 | 1976-02-04 | Rolls Royce | Rotor blades for fluid flow machines |
US3897169A (en) * | 1973-04-19 | 1975-07-29 | Gen Electric | Leakage control structure |
US3899267A (en) * | 1973-04-27 | 1975-08-12 | Gen Electric | Turbomachinery blade tip cap configuration |
GB1514613A (en) * | 1976-04-08 | 1978-06-14 | Rolls Royce | Blade or vane for a gas turbine engine |
US4214355A (en) * | 1977-12-21 | 1980-07-29 | General Electric Company | Method for repairing a turbomachinery blade tip |
-
1980
- 1980-05-01 US US06/145,412 patent/US4390320A/en not_active Expired - Lifetime
-
1981
- 1981-01-16 GB GB8101299A patent/GB2075129B/en not_active Expired
- 1981-01-27 JP JP973681A patent/JPS56162207A/ja active Granted
- 1981-01-27 FR FR8101495A patent/FR2481740B1/fr not_active Expired
- 1981-01-27 DE DE19813102575 patent/DE3102575A1/de active Granted
- 1981-01-27 IT IT19338/81A patent/IT1135181B/it active
-
1988
- 1988-02-25 JP JP63040939A patent/JPS63259107A/ja active Granted
Patent Citations (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2227427A1 (de) * | 1973-04-30 | 1974-11-22 | Gen Electric | |
DE2853959A1 (de) * | 1977-12-21 | 1979-06-28 | Gen Electric | Gasdichtung und verfahren zu deren herstellung |
US4169020A (en) * | 1977-12-21 | 1979-09-25 | General Electric Company | Method for making an improved gas seal |
Cited By (3)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
DE19809008A1 (de) * | 1997-03-04 | 1998-09-10 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gasturbinenschaufel |
DE19809008C2 (de) * | 1997-03-04 | 2000-06-08 | Mitsubishi Heavy Ind Ltd | Gasturbinenschaufel |
DE19963375A1 (de) * | 1999-12-28 | 2001-07-12 | Abb Alstom Power Ch Ag | Schaufel für den Rotor einer Gasturbine sowie Gasturbine mit einer solchen Schaufel |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
IT8119338A0 (it) | 1981-01-27 |
GB2075129A (en) | 1981-11-11 |
US4390320A (en) | 1983-06-28 |
FR2481740A1 (fr) | 1981-11-06 |
IT1135181B (it) | 1986-08-20 |
JPS647201B2 (de) | 1989-02-08 |
FR2481740B1 (fr) | 1987-10-16 |
DE3102575A1 (de) | 1982-01-28 |
JPS646321B2 (de) | 1989-02-02 |
JPS63259107A (ja) | 1988-10-26 |
JPS56162207A (en) | 1981-12-14 |
GB2075129B (en) | 1984-03-07 |
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