EP0995880B1 - Turbinenschaufel - Google Patents

Turbinenschaufel Download PDF

Info

Publication number
EP0995880B1
EP0995880B1 EP99810915A EP99810915A EP0995880B1 EP 0995880 B1 EP0995880 B1 EP 0995880B1 EP 99810915 A EP99810915 A EP 99810915A EP 99810915 A EP99810915 A EP 99810915A EP 0995880 B1 EP0995880 B1 EP 0995880B1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbine blade
vane
blade
intermetallic
felt
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Lifetime
Application number
EP99810915A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP0995880A3 (de
EP0995880A2 (de
Inventor
Alexander Dr. Beeck
Mohamed Dr. Nazmy
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Alstom Schweiz AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Alstom Schweiz AG filed Critical Alstom Schweiz AG
Publication of EP0995880A2 publication Critical patent/EP0995880A2/de
Publication of EP0995880A3 publication Critical patent/EP0995880A3/de
Application granted granted Critical
Publication of EP0995880B1 publication Critical patent/EP0995880B1/de
Anticipated expiration legal-status Critical
Expired - Lifetime legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • 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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/182—Transpiration cooling
    • F01D5/183—Blade walls being porous
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F7/00—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression
    • B22F7/002—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of porous nature
    • B22F7/004—Manufacture of composite layers, workpieces, or articles, comprising metallic powder, by sintering the powder, with or without compacting wherein at least one part is obtained by sintering or compression of porous nature comprising at least one non-porous part
    • C—CHEMISTRY; METALLURGY
    • C22—METALLURGY; FERROUS OR NON-FERROUS ALLOYS; TREATMENT OF ALLOYS OR NON-FERROUS METALS
    • C22C—ALLOYS
    • C22C49/00—Alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments
    • C22C49/14—Alloys containing metallic or non-metallic fibres or filaments characterised by the fibres or filaments
    • 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
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade with a metallic Blade body and a protective cover, made of a porous Intermetallik felt is formed and formed in the blade body of the turbine blade cooling air ducts are, which lead to the intermetallic felt to supply this with cooling air.
  • DE 42 41 420 C1 is a consisting of a titanium alloy compressor blade produced, which is provided with an abrasive Schaufelanzanztation.
  • the Shovel armor consists of a nickel matrix enclosed in boron nitride particles are. This blade armor is preferably at the blade tip intended.
  • a seal assembly is known, the one passage seal between a rotating and a non-rotating part.
  • the sealing arrangement has a surface seal arranged on one of the two parts and an edge portion opposite to the surface seal arranged and attached to the other part.
  • the edge part faces into the surface seal protruding teeth on which grooves in rotation in the surface seal cut, whereby the seal assembly forms a labyrinth seal.
  • the surface seal of this known sealing arrangement is composed of metal fibers, which form a mat or felt-like construction.
  • This material is made by sintering a matrix of arbitrarily oriented metal fibers at a high Temperature and reduced pressure produced, with a completely matted Structure of metal fibers forms, the metal bonds at all points of contact comprising the fibers.
  • the sintered material is characterized by an apparent Density that is considerably lower than the density of the fibers themselves.
  • the low Density of the sintered fiber material is approximately in the range of 14 to 30% and thus these materials differ from sintered powdered materials, which have a density of more than 30%.
  • GB 2 053 367 A shows a cooled gas turbine with one rotating Shovels opposite shielding.
  • the shield is made of a Cross-section rectangular tubular ring formed in its interior Can absorb cooling air.
  • On the wall opposite the blades of the Ringes are introduced holes and this wall is outside with a porous Layer provided, which can be penetrated by the cooling air.
  • the porous one Layer consists of a material sintered from small balls.
  • the balls are formed of a nickel-based superalloy.
  • DE 2 038 047 describes a structural provision to guide vanes, within the flow space of a steam turbine, in particular a saturated and wet steam turbine, is arranged and used for drainage of the surfaces of each Guide vanes is used.
  • the vane To the by dropping water to the surfaces of the Blades of wet steam turbines to reduce erosion caused or to avoid, the vane provides drainage channels with porous, liquid-permeable material made of metallic materials or their Alloys is made, filled.
  • porous, liquid-permeable Material is solely for targeted water removal from the interior of a steam turbine.
  • DE 33 27 218 A1 describes a thermally highly stressed, cooled component,
  • a turbine blade for the sake of reducing the Heat load is coated with a metal felt layer, in turn, turn is covered with an additional, ceramic thermal barrier coating.
  • the metal felt layer serves as an elastic carrier material for the ceramic Thermal barrier coating (see page 4, lines 33 to page 5, line 2, page 6, 1. Paragraph and page 7, lines 2 to 7), but the metal felt layer also comes one heat dissipation effect, especially cooling air over cooling air guide grooves 3 (see 1) is supplied to the underside of the metal felt layer to these locally to cool and in this way to optimum heat dissipation through the Thermal insulation layer 6 passing through heat.
  • the invention is based on the object, a turbine blade with a metallic Blade body and a protective cover, made of a porous Intermetallik felt is formed and in the blade body of the turbine blade cooling air ducts are formed, which open at the intermetallic felt to this with cooling air supply, so educate, that the turbine blade is better cooled than it in the case of the prior art is possible. This should also the efficiency the turbine can be increased.
  • the object is achieved by a turbine blade having the features of claim 1 solved.
  • Advantageous embodiments of the invention are specified in the subclaims.
  • the turbine blade according to the invention is characterized in that the intermetallic felt based on an iron or nickel-aluminide alloy, with mixing proportions between Fe: Al or Ni: Al of approx. 50:50, whereby with the ratio the Atomic ratio is meant.
  • the intermetallic felt based on an iron or nickel-aluminide alloy, with mixing proportions between Fe: Al or Ni: Al of approx. 50:50, whereby with the ratio the Atomic ratio is meant.
  • ratios between 40:60 to 60:40 are to include metallic felts obtained, whose oxidizability is very weak, which on the one hand the Life of such metallic felts can be significantly increased and the others keep their felt structure longer.
  • iron or nickel-aluminide alloy further to mix substances or elements of the respective alloy, for example Ta, Nb, Cr, B, Si, Zr or Ga.
  • Essential in the admixture of additional elements is that the atomic Mixing ratio between Fe and Al or Ni and Al in the order of magnitude stays at 50:50.
  • cooling channels are provided according to the invention in the protective coating, which, the Blade body facing, open in the region of the cooling channels. In this way can be ensured that the intermetallic felt additionally increased by cooling air is flowed through. A risk of turbine blade overheating can thus be excluded.
  • the porous intermetallic felt on the surface of the blade body a introduced into this cooling air not immediately with the Hot gases of the turbine in contact, but occurs gradually and on a larger Area distributed through the intermetallic felt.
  • the intermetallic felt the higher surface temperatures than conventional materials for turbine blades can thereby be intensively cooled, causing the turbine blade with a compared to a turbine blade, in which the cooling air ducts directly emerge at the surface, extremely small amount of cooling air to operating temperature can be held. Because the amount of cooling air due to the better heat transfer is much lower, the efficiency of the turbine is accordingly increases because less cooling air does not affect the energy supply in the combustion chamber participates and reduces the efficiency of the turbine.
  • the turbine blade according to the invention allows because of the smaller amount of cooling air and the improved aerodynamics a considerable increase in efficiency a turbine equipped with these turbine blades.
  • the intermetallic felt is also insensitive to mechanical loads, such as. Foreign body impact, since these only small, local deformations However, neither the function of the cooling system essential nor the impair the basic function of the blade.
  • Fig. 1 shows a turbine blade 1 according to the invention in section.
  • the turbine blade 1 has a known aerodynamic shape and is composed of two Side walls 2, 3 formed.
  • the turbine blade 1 has an approximately semicircular outer surface which is flush with the outer surfaces the side walls 2, 3 passes.
  • the side walls 2, 3 run from Leading edge region 4 in the direction of a trailing edge 5 together, wherein they are in Area of the trailing edge 5 are firmly connected to each other.
  • Adjacent to the im Section about semicircular leading edge region 4 is between the side walls 2, 3 a cross bar 6 is arranged, the gap between the two Side walls 2, 3 divided into two cooling air channels 7, 8, through which the Turbine blade 1 cooling air is supplied.
  • the leading edge region 4 of the turbine blade is formed in two layers, wherein an inner layer by an approximately annular segment-shaped leading edge part. 9 and an outer layer formed by an intermetallic felt Protective cover 10 are formed.
  • the approximately circular segment-shaped leading edge part 9 is connected to the side walls 2, 3rd each connected via a transition part 11, 12.
  • the transition parts 11, 12 form a tapered region continuously tapering towards the leading edge portion.
  • the two side walls 2, 3, the cross bar 6, the transition parts 11, 12 and the Voderkantenteil 9 are integrally formed of metal and form a Vane base body.
  • the leading edge part 9 is provided with approximately radially extending cooling holes 13, which open into cooling channels 13 ', which protrude into the protective cover 10.
  • further cooling holes 14 may be introduced, which are the side walls 2, 3 running from the inside to the outside in the direction of the trailing edge 5 enforce.
  • the Einschnatingungs Council in the leading edge region 4 forms a recess for Take-up of the protective coating made of the intermetallic felt 10.
  • the intermetallic felt consists of a felt-like material, such as for example, from "VDI Report 1151, 1995, Metallic High Temperature Fibers by melt extraction - manufacture, properties and applications, Stephani et al., page 175ff. "There, fibers are melt-extracted made, pressed the fibers thus produced and sintered.
  • the thus formed Felt-like material is used as a filter and as a catalyst support.
  • This felt-like material is made of intermetallic fibers and used as a protective cover for a turbine blade. To do this advantageously used iron or nickel-based intermetallic phases.
  • the intermetallic felt according to the invention consists of an iron-aluminide or nickel-aluminide alloy with an alloying ratio between both alloying partners from about 50:50.
  • the protective cover 10 of intermetallic felt is in the recess of the turbine blade 1 fixed by high temperature soldering, the solder a higher Melting point than the application temperature in the turbine has.
  • the porosity of the protective coating 10 may be determined by the parameters of the manufacturing process how to set the pressing pressure and sintering temperature. This is the Flow resistance of the protective coating 10 to the respective requirements adjustable.
  • the thickness of the protective coating is e.g. in the range of 2-8 mm.
  • Cooling air is during operation of the turbine through the cooling channel 7 the leading edge part 9 supplied, wherein the cooling air formed by the formed in the leading edge part Holes 13,13 'outward into the protective coating 10 of intermetallic felt flows.
  • the incoming air is distributed over a surface area and flows through the felt. Due to the large contact area between the Intermetallic felt and cooling air have excellent heat transfer properties, so that the vast heat capacity of the cooling air for cooling the Protective cover 10 is exploited.
  • the trailing edge 5 of the turbine blade may be provided with a formed from intermetallic felt protective cover or on to provide a protective coating on the entire surface of the turbine blade.
  • the protective cover may be formed with variable thickness and / or variable porosity be.
  • the porosity may e.g. in the course of the leading edge region 4 to the trailing edge 5, whereby the intermetallic felt on the more exposed to heat Front edge absorbs more cooling air than in the remaining area. It may also be appropriate to vary the porosity along the span.
  • the intermetallic felt may be e.g. also with a corrosion protection layer or a Heat protection layer to be coated.
  • a heat protection layer a so-called TBC (Thermal Barrier Coating) coating typically used is formed of a ceramic base material.
  • the felt can by his Deformability Differences in the thermal expansion behavior of the protective layer and the base material.
  • Another advantage of the protective coating according to the invention is that it faces Foreign body damage is insensitive, that is, that usually only local deformations are generated, which hardly affect the function of the turbine blade.
  • the protective cover may be to loosen during operation and yet the scoop - at reduced Efficiency - still functional.
  • the turbine blades according to the invention are for use in a gas turbine designed.
  • the leading edges of the blades of the first turbine guide row are to be provided with the protective coating of the invention, since they are particularly strongly exposed to the hot gases of the turbine.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Materials Engineering (AREA)
  • Composite Materials (AREA)
  • Manufacturing & Machinery (AREA)
  • Metallurgy (AREA)
  • Organic Chemistry (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

Technisches Gebiet
Die Erfindung bezieht sich auf eine Turbinenschaufel mit einem metallischen Schaufelkörper und einem Schutzüberzug, der aus einem porösen Intermetallik-Filz ausgebildet ist und im Schaufelkörper der Turbinenschaufel Kühlluftkanäle ausgebildet sind, welche am Intermetallik-Filz münden, um diesen mit Kühlluft zu versorgen.
Stand der Technik
Aus der DE 42 41 420 C1 geht eine aus einer Titanlegierung bestehende Verdichterschaufel hervor, die mit einer abrasiven Schaufelpanzerung versehen ist. Die Schaufelpanzerung besteht aus einer Nickelmatrix, in welche Bornitridpartikel eingeschlossen sind. Diese Schaufelpanzerung wird vorzugsweise an der Schaufelspitze vorgesehen.
Die DE 32 03 869 A1 beschreibt eine aus einem metallischen Laufschaufelgrundkörper (Kern) und einem keramischen Hohlkörper (Schaufelmantel) bestehende Laufschaufel. Der Schaufelmantel wird mittels metallischer Haltestifte am Laufschaufelkern befestigt. Durch das Einbringen von Isolierkörpern zwischen den keramischen und den metallischen Kontaktflächen soll der Wärmefluß vom Schaufelmantel zum Laufschaufelkern reduziert werden.
Aus der DE 29 50 150 A1 ist eine Dichtungsanordnung bekannt, die einen Durchgang zwischen einem rotierenden und einem nicht-rotierenden Teil abdichten soll. Die Dichtungsanordnung weist eine an einem der beiden Teile angeordnete Flächendichtung und einen Kantenteil auf, der der Flächendichtung gegenüberliegend angeordnet und am anderen Teil befestigt ist. Der Kantenteil weist in die Flächendichtung vorstehende Zähne auf, die bei Rotation in der Flächendichtung Rinnen schneiden, wodurch die Dichtungsanordnung eine Labyrinthdichtung bildet.
Die Flächendichtung dieser bekannten Dichtungsanordnung ist aus Metallfasern zusammengesetzt, die eine matten- oder filzartige Konstruktion bilden. Dieses Material wird durch Sintern einer Matrix aus willkürlich orientierten Metallfasern bei einer hohen Temperatur und reduziertem Druck hergestellt, wobei sich eine vollkommen verfilzte Struktur aus Metallfasern bildet, die Metallbindungen an allen Kontaktpunkten der Fasern aufweist. Das gesinterte Material zeichnet sich durch eine scheinbare Dichte aus, die beträchtlich geringer ist als die Dichte der Fasern selbst. Die geringe Dichte des gesinterten Fasermaterials liegt etwa im Bereich von 14 bis 30% und somit unterscheiden sich diese Materialien von gesinterten pulverisierten Materialien, die eine Dichte von mehr als 30% besitzen. Diese Art von Flächendichtungen haben sich bewährt, da sie sowohl die erforderliche Festigkeit, Starrheit und Kompaktheit aufweisen als auch elastisch, zerkleiner- und abreibbar sind.
Die GB 2 053 367 A zeigt eine gekühlte Gasturbine mit einer den rotierenden Schaufeln gegenüberliegenden Abschirmung. Die Abschirmung ist aus einem im Querschnitt rechteckigem rohrförmigen Ring ausgebildet, der in seinem Inneren Kühlluft aufnehmen kann. An der den Schaufeln gegenüberligenden Wandung des Ringes sind Löcher eingebracht und diese Wandung ist außenseitig mit einer porösen Schicht versehen, welche von der Kühlluft durchdrungen werden kann. Die poröse Schicht besteht aus einem aus kleinen Kugeln gesinterten Material. Die Kugeln sind aus einer auf Nickel basierenden Superlegierung ausgebildet.
Die DE 2 038 047 beschreibt eine bauliche Vorkehrung an Leitschaufeln, die innerhalb des Strömungsraumes einer Dampfturbine, insbesondere einer Satt- und Naßdampfturbine, angeordnet ist und zur Entwässerung der Oberflächen der einzelnen Leitschaufeln dient. Um die durch Wassertropfenanschlag an die Oberflächen der Laufschaufeln von Naßdampfturbinen hervorgerufene Erosion zu vermindern bzw. ganz zu vermeiden, sieht die Leitschaufel Entwässerungskanäle vor, die mit porösem, flüssigkeitsdurchlässigem Material, das aus metallischen Werkstoffen oder deren Legierungen gefertigt ist, ausgefüllt sind. Die Verwendung von porösem, flüssigkeitsdurchlässigem Material dient einzig und allein der gezielten Wasserentfernung aus dem Innenraum einer Dampfturbine.
Die DE 33 27 218 A1 beschreibt ein thermisch hochbeanspruchtes, gekühltes Bauteil, insbesondere einen Turbinenschaufel, die aus Gründen der Reduzierung der Wärmebelastung mit einer Metallfilz-Schicht überzogen ist, die ihrerseits wiederum mit einer zusätzlichen, keramischen Wärmedämmschicht abgedeckt ist. Grundsätzlich dient die Metallfilz-Schicht als elastisches Trägermaterial für die keramische Wärmedämmschicht (siehe hierzu Seite 4, Zeilen 33 bis Seite 5, Zeile 2, Seite 6, 1. Absatz sowie Seite 7, Zeilen 2 bis 7), jedoch kommt der Metallfilz-Schicht auch eine wärmeabführende Wirkung bei, zumal Kühlluft über Kühlluft-Führungsnuten 3 (siehe hierzu Fig. 1) an die Unterseite der Metallfilz-Schicht zugeführt wird, um diese lokal zu kühlen und auf diese Weise zu einer optimalen Wärmeabführung der durch die Wärmedämmschicht 6 hindurchfließenden Wärme zu gelangen.
Die US 4 096 296 beschreibt eine Turbinenschaufel mit metallischem körper und einem Schutzüberzug aus porösem Intermetallik-Filz. Zur bekannten Anordnung gemäß der oben zitierten Druckschriften kann fstgestellt werden, daß Metallfilz zum thermischen Schutz auf der Oberfläche von Turbinenschaufeln aufgebracht ist, doch reicht die Schutzwirkung, insbesondere bei den thermisch sehr stark beanspruchten Turbinenschaufeln nicht in genügender Weise aus, das Material, aus dem die Turbinenschaufeln gefertigt sind, ausreichend vor Überhitzung zu schützen.
Darstellung der Erfindung
Der Erfindung liegt die Aufgabe zugrunde, eine Turbinenschaufel mit einem metallischen Schaufelkörper und einem Schutzüberzug, der aus einem porösen Intermetallik-Filz ausgebildet ist und im Schaufelkörper der Turbinenschaufel Kühlluftkanäle ausgebildet sind, welche am Intermetallik-Filz münden, um diesen mit Kühlluft zu versorgen, derart weiterzubilden, daß die Turbinenschaufel besser kühlbar ist als es im Falle des Standes der Technik möglich ist. Hierdurch soll überdies der Wirkungsgrad der Turbine erhöht werden. Die Aufgabe wird durch eine Turbinenschaufel mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung sind in den Unteransprüchen angegeben.
Die erfindungsgemäße Turbinenschaufel zeichnet sich dadurch aus, daß der Intermetallik-Filz auf einer Eisen- oder Nickel-Aluminid-Legierung basiert, mit Mischungsanteilen zwischen Fe:Al bzw. Ni:Al von ca. 50:50, wobei mit dem Verhältnis das Atomverhältnis gemeint ist. Durch ein derartiges Mischungsverhältnis, das durchaus auch Verhältnisses zwischen 40:60 bis 60:40 umfassen soll, werden Metallik-Filze erhalten, deren Oxidierbarkeit sehr schwach ausgeprägt ist, wodurch zum einen die Lebensdauer derartiger Metallik-Filze entscheidend erhöht werden kann und zum anderen ihre Filzstruktur länger erhalten bleibt.
Auch ist es möglich zusätzlich zu der Eisen- oder Nickel-Aluminid-Legierung weitere Stoffe bzw. Elemente der jeweiligen Legierung beizumischen bspw. Ta, Nb, Cr, B, Si, Zr oder Ga. Wesentlich bei der Beimischung zusätzlicher Elemente ist, daß das atomare Mischungsverhältnis zwischen Fe und Al bzw. Ni und Al in der Größenordnung um 50:50 bleibt.
So wird bei herkömmlichen Filzen durch oxidative Prozesse die Filzstruktur während ihres Einsatzes derart in Mitleidenschaft gezogen, so daß bspw. ihr Vermögen bezüglich ihrer Kühlluftdurchlässigkeit entscheidend abnimmt. Überhitzung der Turbinenschaufel ist hiervon die Folge.
Ferner sind erfindungsgemäß im Schutzüberzug Kühlkanäle vorgesehen, die, dem Schaufelkörper zugewandt, im Bereich der Kühlkanäle münden. Auf diese Weise kann sichergestellt werden, daß der Intermetallik-Filz zusätzlich vermehrt von Kühlluft durchströmt wird. Eine Gefahr einer Turbinenschaufelüberhitzung kann damit ausgeschlossen werden.
Grundsätzlich kommt durch Vorsehen des porösen Intermetallik-Filzes auf der Oberfläche des Schaufelkörpers eine in diesen eingeleitete Kühlluft nicht sofort mit den Heißgasen der Turbine in Berührung, sondern tritt allmählich und auf einer größeren Fläche verteilt durch den Intermetallik-Filz hindurch. Der intermetallische Filz, der höhere Oberflächentemperaturen als herkömmliche Materialien für Turbinenschaufeln aufweisen kann, wird hierdurch intensivst gekühlt, wodurch die Turbinenschaufel mit einer im Vergleich zu einer Turbinenschaufel, bei welcher die Kühlluftkanäle unmittelbar an der Oberfläche austreten, äußerst kleinen Kühlluftmenge auf Betriebstemperatur gehalten werden kann. Da die Kühlluftmenge wegen der besseren Wärmeübertragung wesentlich geringer ist wird der Wirkungsgrad der Turbine entsprechend erhöht, da weniger Kühlluft nicht an der Energiezufuhr in der Brennkammer teilnimmt und den Wirkungsgrad der Turbine vermindert.
Das allmähliche Durchströmen der Kühlluft durch den Intermetallik-Filz bewirkt, daß die Austrittsgeschwindigkeit der Kühlluft an der Oberfläche der Turbinenschaufel sehr gering ist und die Aerodynamik nicht in der bisher bekannten Weise negativ beeinträchtigt. Dies gilt insbesondere, wenn der intermetallische Filz an der Vorderkante der Turbinenschaufel angeordnet ist, da dann, im Gegensatz zu herkömmlichen gekühlten Turbinenschaufeln, das Strömungsverhalten der auf die Turbinenschaufel auftreffenden Gase nicht durch entgegenströmende Kühlluft negativ beeinträchtigt wird.
Die, in dem Intermetallik-Filz eingarbeiteten Kühlkanäle, die die Filzschicht nicht notwendigerweise vollständig durchsetzen, sondern nur teilweise in den Filz eindringen, sorgen dafür, daß der Schutzüberzug optimal mit Kühlluft versorgt wird.
Die erfindungsgemäße Turbinenschaufel erlaubt wegen der geringeren Kühlluftmenge und der verbesserten Aerodynamik eine beträchtliche Steigerung des Wirkungsgrades einer mit diesen Turbinenschaufeln ausgerüsteten Turbine.
Der intermetallische Filz ist zudem unempfindlich gegenüber mechanischen Belastungen, wie z.B. Fremdkörpereinschlag, da diese lediglich zu kleinen, lokalen Verformungen führen, jedoch weder die Funktion des Kühlsystems wesentlich noch die grundsätzliche Funktion der Laufschaufel beeinträchtigen.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen
Die Erfindung wird nachstehend ohne Beschränkung des allgemeinen Erfindungsgedankens anhand eines Ausführungsbeispiels unter Bezugnahme auf die Zeichnungen exemplarisch beschrieben. Es zeigen:
Fig. 1
eine erfindungsgemäße Turbinenschaufel im Querschnitt,
Fig. 2
die in Fig. 1 gezeigt Turbinenschaufel im Vorderkantenbereich in einer vergrößerten Querschnittsdarstellung,
Fig. 3
den Vorderkantenbereich der in Fig. 1 gezeigten Turbinenschaufel ohne einen Intermetallik-Filz in perspektivischer Ansicht.
Beschreibung eines Ausführungsbeispiels, gewerbliche Anwendbarkeit
Fig. 1 zeigt eine erfindungsgemäße Turbinenschaufel 1 im Schnitt. Die Turbinenschaufel 1 weist eine an sich bekannte aerodynamische Form auf und ist aus zwei Seitenwandungen 2, 3 ausgebildet. Im Vorderkantenbereich 4 weist die Turbinenschaufel 1 eine etwa halbkreisförmige Außenfläche auf, die bündig in die Außenflächen der Seitenwandungen 2, 3 übergeht. Die Seitenwandungen 2, 3 laufen vom Vorderkantenbereich 4 in Richtung zu einer Hinterkante 5 zusammen, wobei sie im Bereich der Hinterkante 5 miteinander fest verbunden sind. Benachbart zu dem im Schnitt etwa halbkreisförmigen Vorderkantenbereich 4 ist zwischen den Seitenwandungen 2, 3 ein Quersteg 6 angeordnet, der den Zwischenraum zwischen den beiden Seitenwandungen 2, 3 in zwei Kühlluftkanäle 7, 8 unterteilt, durch welche der Turbinenschaufel 1 Kühlluft zugeführt wird.
Der Vorderkantenbereich 4 der Turbinenschaufel ist zweilagig ausgebildet, wobei eine innere Lage durch ein im Schnitt etwa ringsegmentförmiges Vorderkantenteil 9 und eine äußere Lage durch einen aus einem Intermetallik-Filz ausgebildeten Schutzüberzug 10 gebildet werden.
Das etwa kreissegmentförmige Vorderkantenteil 9 ist mit den Seitenwandungen 2, 3 jeweils über ein Übergangsteil 11, 12 verbunden. Die Übergangsteile 11, 12 bilden einen sich in Richtung zu dem Vorderkantenteil kontinuierlich verjüngenden Einschnührungsbereich.
Die beiden Seitenwandungen 2, 3, der Quersteg 6, die Übergangsteile 11, 12 und das Voderkantenteil 9 sind einstückig aus Metall ausgebildet und bilden einen Schaufelgrundkörper.
Das Vorderkantenteil 9 ist mit etwa radial verlaufenden Kühlbohrungen 13 versehen, die in Kühkanäle 13' münden, die in den Schutzüberzug 10 einragen. An den Seitenwandungen 2, 3 können weitere Kühlbohrungen 14 eingebracht sein, die die Seitenwandungen 2, 3 von innen nach außen schräg verlaufend in Richtung zur Hinterkante 5 durchsetzen.
Der Einschnührungsbereich im Vorderkantenbereich 4 bildet eine Ausnehmung zur Aufnahme des aus dem Intermetallik-Filz bestehenden Schutzüberzugs 10.
Grundsätzlich besteht der intermetallische Filz aus einem filzähnlichen Material, wie es beispielsweise aus "VDI Bericht 1151, 1995, Metallische Hochtemperaturfasern durch Schmelzextraktion - Herstellung, Eigenschaften und Anwendungen, Stephani et al., Seite 175ff" beschrieben ist. Dort werden Fasern im Schmelzextraktionsverfahren hergestellt, die so hergestellten Fasern verpreßt und gesintert. Das so gebildete filzähnliche Material wird als Filter und als Katalysator-Träger verwendet. Erfindungsgemäß wird dieses filzähnliche Material aus intermetallischen Fasern hergestellt und als Schutzüberzug für eine Turbinenschaufel verwendet. Dazu werden vorteilhafterweise intermetallische Phasen auf Eisen- oder Nickelbasis verwendet. Der Intermetallik-Filz besteht erfindungsgemäß aus einer Eisen-Aluminid- oder Nikkel-Aluminid-Legierung mit einem Legierungsverhältnis zwischen jeweils beiden Legierungspartner von etwa 50:50.
Diese Legierungen weisen eine hohe Hitzebeständigkeit, eine hohe Oxidationsbständigkeit und vorteilhafte Wärmeleiteigenschaften auf. Zudem sind die vorgenannten Eigenschaften durch die Wahl der intermetallischen Phase in einem weiten Bereich einstellbar.
Der Schutzüberzug 10 aus Intermetallik-Filz ist in der Ausnehmung der Turbinenschaufel 1 durch Hochtemperaturlöten befestigt, wobei das Lot einen höheren Schmelzpunkt als die Anwendungstemperatur in der Turbine besitzt.
Die Porösität des Schutzüberzugs 10 kann durch die Parameter des Herstellungsverfahrens wie Pressdruck und Sintertemperatur eingestellt werden. Hierdurch ist der Strömungswiderstand des Schutzüberzuges 10 auf die jeweiligen Anforderungen einstellbar.
Die Dicke des Schutzüberzuges liegt z.B. im Bereich von 2-8 mm.
Nachfolgend wird die Funktionsweise der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel erläutert.
Kühlluft wird während des Betriebs der Turbine durch den Kühlkanal 7 dem Vorderkantenteil 9 zugeführt, wobei die Kühlluft durch die im Vorderkantenteil ausgebildeten Bohrungen 13,13' nach außen in den Schutzüberzug 10 aus Intermetallik-Filz strömt. Im Intermetallik-Filz verteilt sich die einströmende Luft auf einen Flächenbereich und durchströmt den Filz. Aufgrund der großen Kontaktfläche zwischen dem Intermetallik-Filz und der Kühlluft bestehen hervorragende Wärmeübertragungseigenschaften, so daß die überwiegende Wärmekapazität der Kühlluft zum Kühlen des Schutzüberzugs 10 ausgenutzt wird. Zudem wirkt der aus einem Intermetallik-Filz bestehende Schutzüberzug 10 als thermischer Isolator gegenüber dem Schaufelgrundkörper.
Im Vergleich zu herkömmlichen mit Luft gekühlten Turbinenschaufeln ist eine wesentlich geringere Kühlluftmenge notwendig. Da sich die relativ geringe Kühlluftmenge beim Durchströmen des Schutzüberzuges 10 auf einen größeren Flächenbereich verteilt ist der Impuls, mit welchem die Kühlluft aus dem Schutzüberzug ausströmt, minimal, so daß die Aerodynamik der Turbinenschaufel kaum beeinträchtigt wird.
Die Erfindung ist oben anhand eines Ausführungsbeispiels erläutert worden; der Erfindungsgedanke ist jedoch nicht auf das Ausführungsbeispiel beschränkt. Im Rahmen der Erfindung ist es z.B. auch möglich, die Hinterkante 5 der Turbinenschaufel mit einem aus Intermetallik-Filz ausgebildeten Schutzüberzug zu versehen oder an der gesamten Oberfläche der Turbinenschaufel einen Schutzüberzug vorzusehen. Der Schutzüberzug kann mit variabler Dicke und/oder variabler Porösität ausgebildet sein. Die Porösität kann z.B. im Verlauf vom Vorderkantenbereich 4 zur Hinterkante 5 abnehmen, wodurch der intermetallische Filz an der stärker der Hitze ausgesetzten Vorderkante mehr Kühlluft als im übrigen Bereich aufnimmt. Es kann auch zweckmäßig sein die Porösität entlang der Spannweite zu variieren.
Der intermetallische Filz kann z.B. auch mit einer Korrosionsschutzschicht oder einer Wärmeschutzschicht beschichtete sein. Als Wärmeschutzschicht kann eine sogenannte TBC-Schicht (Thermal Barrier Coating) verwendet werden, die typischerweise aus einem keramischen Grundstoff ausgebildet ist. Der Filz kann hierbei durch seine Verformbarkeit Unterschiede im thermischen Dehnungsverhalten der Schutzschicht und des Grundmaterials ausgleichen.
Ein weiterer Vorteil des erfindungsgemäßen Schutzüberzuges ist, daß er gegenüber Fremdkörperschäden unempfindlich ist, d.h., daß in der Regel lediglich lokale Verformungen erzeugt werden, die die Funktion der Turbinenschaufel kaum beeinträchtigen.
Bei dem oben beschriebenen Ausführungsbeispiel kann sich sogar der Schutzüberzug während des Betriebs lösen und dennoch ist die Schaufel - bei verringertem Wirkungsgrad - noch funktionstüchtig.
Die erfindungsgemäßen Turbinenschaufeln sind für den Einsatz in einer Gasturbine konzipiert. Insbesondere die Vorderkanten der Schaufeln der ersten Turbinenleitreihe sind mit dem erfindungsgemäßen Schutzüberzug zu versehen, da sie besonders stark den Heißgasen der Turbine ausgesetzt sind.
BEZUGSZEICHENLISTE
1
Turbinenschaufel
2
Seitenwandung
3
Seitenwandung
4
Vorderkantenbereich
5
Hinterkante
6
Quersteg
7
Kühlluftkanal
8
Kühlluftkanal
9
Vorderkantenteil
10
Schutzüberzug
11
Übergangsteil
12
Übergangsteil
13,13'
Kühlbohrung
14
Kühlbohrung

Claims (15)

  1. Turbinenschaufel mit einem metallischen Schaufelkörper und einem Schutzüberzug (10), der aus einem porösen Intermetallik-Filz ausgebildet ist und im Schaufelkörper der Turbinenschaufel (1) Kühlbohrungen (13) ausgebildet sind, welche am Intermetallik-Filz münden, um diesen mit Kühlluft zu versorgen,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Intermetallik-Filz auf einer Eisen- oder Nickel-Aluminid-Legierung basiert, mit Mischungsanteilen zwischen Fe:Al bzw. Ni:Al von ca. 50:50, und
    daß der Schutzüberzug Kühlkanäle (13') aufweist, die, dem Schaufelkörper zugewandt, im Bereich der Kühlbohrungen (13) münden.
  2. Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Eisen- oder Nickel-Aluminid-Legierung zusätzliche Bestandteile von Ta, Nb, Cr, B, Si, Zr oder Ga aufweist.
  3. Turbinenschaufel nach Anspruch 1 oder 2,
    dadurch gekennzeichnet, daß Kühlkanäle (13') vorgesehen sind, die den Schutzüberzug vollständig durchsetzen.
  4. Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    dadurch gekennzeichnet, daß Kühlkanäle (13') vorgesehen sind, die in den Schutzüberzug nur teilweise eindringen.
  5. Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 4,
    dadurch gekennzeichnet, daß eine Vorderkante (4) des Schaufelkörpers mit dem Intermetallik-Filz versehen ist.
  6. Turbineschaufel nach einem der Ansprüche 1 oder 5,
    dadurch gekennzeichnet, daß eine Hinterkante (5) des Schaufelkörpers mit dem Intermetallik-Filz versehen ist.
  7. Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Schaufelkörper in dem, mit dem Intermetallik-Filz versehenen Bereich mit einer Ausnehmung versehen ist, in welcher der Intermetallik-Filz angeordnet ist, so daß er bündig mit dem angrenzenden Bereich des Schaufelkörpers abschließt.
  8. Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
    dadurch gekennzeichnet, daß der gesamte Schaufelkörper mit dem Intermetallik-Filz überzogen ist.
  9. Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
    dadurch gekennzeichnet, daß der Intermetallik-Filz aus zusammengepressten und gesinterten intermetallischen Fasern ausgebildet ist.
  10. Turbinenschaufel nach Anspruch 9,
    dadurch gekennzeichnet, daß die intermetallischen Fasern aus einer intermetallischen Phase auf Eisenbasis oder Nickelbasis ausgebildet sind.
  11. Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 10,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Fasern des Intermetallik-Filzes beschichtet sind.
  12. Turbinenschaufel nach Anspruch 11,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Fasern des Intermetallik-Filzes mit einer Korrosionsschutzschicht und/oder einer Wärmeschutzbeschichtung beschichtet sind.
  13. Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 12,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Turbinenschaufel am Rotor einer Turbomaschine angeordnet ist.
  14. Turbinenschaufel nach Anspruch 12
    dadurch gekennzeichnet, daß die in einer ersten Leitreihe angeordneten Turbinenschaufeln mit dem aus Intermetallik-Filz ausgebildeten Schutzüberzug versehen sind.
  15. Turbinenschaufeln nach Anspruch 13 oder 14,
    dadurch gekennzeichnet, daß die Turbomaschine eine Gasturbine ist.
EP99810915A 1998-10-19 1999-10-07 Turbinenschaufel Expired - Lifetime EP0995880B1 (de)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE19848104 1998-10-19
DE19848104A DE19848104A1 (de) 1998-10-19 1998-10-19 Turbinenschaufel

Publications (3)

Publication Number Publication Date
EP0995880A2 EP0995880A2 (de) 2000-04-26
EP0995880A3 EP0995880A3 (de) 2002-01-23
EP0995880B1 true EP0995880B1 (de) 2003-12-03

Family

ID=7884915

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP99810915A Expired - Lifetime EP0995880B1 (de) 1998-10-19 1999-10-07 Turbinenschaufel

Country Status (3)

Country Link
US (1) US6241469B1 (de)
EP (1) EP0995880B1 (de)
DE (2) DE19848104A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013144022A1 (en) 2012-03-28 2013-10-03 Alstom Technology Ltd Method for removing a ceramic

Families Citing this family (61)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6264766B1 (en) * 1998-11-24 2001-07-24 General Electric Company Roughened bond coats for a thermal barrier coating system and method for producing
DE19912701B4 (de) * 1999-03-20 2006-01-19 Alstom Brennkammerwand
DE19937577A1 (de) * 1999-08-09 2001-02-15 Abb Alstom Power Ch Ag Reibungsbehaftete Gasturbinenkomponente
US6617003B1 (en) * 2000-11-06 2003-09-09 General Electric Company Directly cooled thermal barrier coating system
US6761956B2 (en) * 2001-12-20 2004-07-13 General Electric Company Ventilated thermal barrier coating
US6648597B1 (en) 2002-05-31 2003-11-18 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite turbine vane
US6709230B2 (en) * 2002-05-31 2004-03-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Ceramic matrix composite gas turbine vane
AU2003285270A1 (en) * 2002-08-16 2004-03-03 Alstom Technology Ltd Intermetallic material and use of said material
US9068464B2 (en) * 2002-09-17 2015-06-30 Siemens Energy, Inc. Method of joining ceramic parts and articles so formed
US7093359B2 (en) 2002-09-17 2006-08-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Composite structure formed by CMC-on-insulation process
JP4096706B2 (ja) 2002-11-13 2008-06-04 株式会社Ｉｈｉ 薄肉軽量冷却タービン翼
DE10301175B4 (de) * 2003-01-08 2006-12-07 Fraunhofer-Gesellschaft zur Förderung der angewandten Forschung e.V. Verfahren zur pulvermetallurgischen Herstellung von Bauteilen
EP1481747A3 (de) * 2003-05-27 2007-05-02 Alstom Technology Ltd Verfahren zur Herstellung eines wärmebelasteten Bauteils sowie wärmebelastetes Bauteil
DE10332563A1 (de) 2003-07-11 2005-01-27 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbinenschaufel mit Prallkühlung
DE10341515A1 (de) * 2003-09-04 2005-03-31 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Anordnung zur Kühlung hoch wärmebelasteter Bauteile
US6905302B2 (en) * 2003-09-17 2005-06-14 General Electric Company Network cooled coated wall
US7216694B2 (en) * 2004-01-23 2007-05-15 United Technologies Corporation Apparatus and method for reducing operating stress in a turbine blade and the like
US7066717B2 (en) * 2004-04-22 2006-06-27 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite airfoil trailing edge arrangement
DE102004023623A1 (de) * 2004-05-10 2005-12-01 Alstom Technology Ltd Strömungsmaschinenschaufel
US7186091B2 (en) * 2004-11-09 2007-03-06 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine components
US7435058B2 (en) 2005-01-18 2008-10-14 Siemens Power Generation, Inc. Ceramic matrix composite vane with chordwise stiffener
DE502005004449D1 (de) * 2005-03-31 2008-07-31 Siemens Ag Verfahren zum Aufbringen von Fasermatten auf die Oberfläche oder in eine Vertiefung eines Bauteiles
US7241107B2 (en) * 2005-05-19 2007-07-10 Spanks Jr William A Gas turbine airfoil with adjustable cooling air flow passages
US7563071B2 (en) * 2005-08-04 2009-07-21 Siemens Energy, Inc. Pin-loaded mounting apparatus for a refractory component in a combustion turbine engine
US7510367B2 (en) * 2006-08-24 2009-03-31 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
US7641440B2 (en) * 2006-08-31 2010-01-05 Siemens Energy, Inc. Cooling arrangement for CMC components with thermally conductive layer
US7806658B2 (en) * 2006-10-25 2010-10-05 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with spanwise equalizer rib
EP1930544A1 (de) * 2006-10-30 2008-06-11 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufel
US7963745B1 (en) 2007-07-10 2011-06-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Composite turbine blade
US8070454B1 (en) * 2007-12-12 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge
US8167573B2 (en) * 2008-09-19 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Gas turbine airfoil
US8671696B2 (en) * 2009-07-10 2014-03-18 Leonard M. Andersen Method and apparatus for increasing thrust or other useful energy output of a device with a rotating element
US8256088B2 (en) * 2009-08-24 2012-09-04 Siemens Energy, Inc. Joining mechanism with stem tension and interlocked compression ring
US20120067054A1 (en) * 2010-09-21 2012-03-22 Palmer Labs, Llc High efficiency power production methods, assemblies, and systems
DE102011008695A1 (de) * 2011-01-15 2012-07-19 Mtu Aero Engines Gmbh Verfahren zum generativen Herstellen eines Bauelements mit einer integrierten Dämpfung für eine Strömungsmaschine und generativ hergestelltes Bauelement mit einer integrierten Dämpfung für eine Strömungsmaschine
US9139480B2 (en) 2011-02-28 2015-09-22 Honeywell International Inc. Protective coatings and coated components comprising the protective coatings
US20120301319A1 (en) * 2011-05-24 2012-11-29 General Electric Company Curved Passages for a Turbine Component
EP2540970A1 (de) 2011-07-01 2013-01-02 Siemens Aktiengesellschaft Mit flüssigem Metall gekühlte Schaufel
RU2476682C1 (ru) * 2011-09-07 2013-02-27 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" (ОАО "НПО "Сатурн") Лопатка турбомашины
RU2502875C2 (ru) * 2011-10-25 2013-12-27 Закрытое акционерное общество "Группа региональных производств" Охлаждаемая лопатка
WO2014070051A1 (en) * 2012-10-31 2014-05-08 Saab Ab A porous coating applied onto an aerial article
US10539041B2 (en) * 2013-10-22 2020-01-21 General Electric Company Cooled article and method of forming a cooled article
RU2543638C1 (ru) * 2014-03-06 2015-03-10 Николай Владимирович Макаров Способ повышения давления и экономичности лопастных турбомашин радиального типа
RU2557818C1 (ru) * 2014-07-21 2015-07-27 Общество с ограниченной ответственностью "ГрандАэро" Радиально-вихревая турбомашина
US9963982B2 (en) * 2014-09-08 2018-05-08 United Technologies Corporation Casting optimized to improve suction side cooling shaped hole performance
US10077667B2 (en) * 2015-05-08 2018-09-18 United Technologies Corporation Turbine airfoil film cooling holes
KR101866900B1 (ko) * 2016-05-20 2018-06-14 한국기계연구원 가스 터빈용 블레이드
US20180051568A1 (en) * 2016-08-16 2018-02-22 General Electric Company Engine component with porous holes
US10598025B2 (en) * 2016-11-17 2020-03-24 United Technologies Corporation Airfoil with rods adjacent a core structure
GB2560516B (en) 2017-03-13 2019-08-28 Rolls Royce Plc A method of manufacturing a coated turbine blade and a coated turbine vane
US11111815B2 (en) 2018-10-16 2021-09-07 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with fusion cavities
US11434781B2 (en) 2018-10-16 2022-09-06 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including an internal cavity
US10837286B2 (en) 2018-10-16 2020-11-17 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with chord reduction
US10746045B2 (en) 2018-10-16 2020-08-18 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil including a retaining member
US10760428B2 (en) 2018-10-16 2020-09-01 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil
US11149558B2 (en) 2018-10-16 2021-10-19 General Electric Company Frangible gas turbine engine airfoil with layup change
US11208892B2 (en) 2020-01-17 2021-12-28 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with multiple rotor disks
US11339673B2 (en) 2020-01-17 2022-05-24 Raytheon Technologies Corporation Rotor assembly with internal vanes
US11371351B2 (en) * 2020-01-17 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Multi-disk bladed rotor assembly for rotational equipment
US11946441B2 (en) * 2022-02-10 2024-04-02 Kamil Podhola Outer turbine system
CN115657294B (zh) * 2022-12-26 2023-04-11 中国航天三江集团有限公司 螺旋可调式高功率激光液冷截止光阑

Family Cites Families (15)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB778672A (en) * 1954-10-18 1957-07-10 Parsons & Marine Eng Turbine Improvements in and relating to the cooling of bodies subject to a hot gas stream, for example turbine blades
US3215511A (en) * 1962-03-30 1965-11-02 Union Carbide Corp Gas turbine nozzle vane and like articles
US3647316A (en) * 1970-04-28 1972-03-07 Curtiss Wright Corp Variable permeability and oxidation-resistant airfoil
US3656863A (en) * 1970-07-27 1972-04-18 Curtiss Wright Corp Transpiration cooled turbine rotor blade
DE2038047A1 (de) * 1970-07-31 1972-02-03 Maschf Augsburg Nuernberg Ag Entwässerung der Oberflachen der Leitschaufeln und des Stromungsraumes von Dampfturbinen, insbesondere Satt und Naßdampfturbinen
US3706508A (en) * 1971-04-16 1972-12-19 Sean Lingwood Transpiration cooled turbine blade with metered coolant flow
GB1545584A (en) * 1975-03-07 1979-05-10 Onera (Off Nat Aerospatiale) Processes and systems for the formation of surface diffusion alloys on perforate metal workpieces
US4257735A (en) 1978-12-15 1981-03-24 General Electric Company Gas turbine engine seal and method for making same
GB2053367B (en) 1979-07-12 1983-01-26 Rolls Royce Cooled shroud for a gas turbine engine
FR2483513A1 (fr) * 1980-05-28 1981-12-04 Snecma Procede pour la fabrication d'aubes de turbine refroidies au moyen d'un corps poreux et produit obtenu suivant ce procede
DE3203869C2 (de) 1982-02-05 1984-05-10 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Turbinenlaufschaufel für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinentriebwerke
DE3327218A1 (de) * 1983-07-28 1985-02-07 MTU Motoren- und Turbinen-Union München GmbH, 8000 München Thermisch hochbeanspruchtes, gekuehltes bauteil, insbesondere turbinenschaufel
DE4130946C1 (de) * 1991-09-18 1992-09-03 Mtu Muenchen Gmbh
DE4241420C1 (de) * 1992-12-09 1993-11-25 Mtu Muenchen Gmbh Verfahren zur Herstellung von Bauteilen oder Substraten mit Verbundbeschichtungen und dessen Anwendung
DE19734273A1 (de) * 1997-08-07 1999-02-11 Siemens Ag Hitzebeständige Leitschaufel

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2013144022A1 (en) 2012-03-28 2013-10-03 Alstom Technology Ltd Method for removing a ceramic

Also Published As

Publication number Publication date
DE19848104A1 (de) 2000-04-20
US6241469B1 (en) 2001-06-05
DE59907926D1 (de) 2004-01-15
EP0995880A3 (de) 2002-01-23
EP0995880A2 (de) 2000-04-26

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP0995880B1 (de) Turbinenschaufel
DE60217456T2 (de) Abreibbare Beschichtung für Mantelringe von Gasturbinen
DE60213328T2 (de) Gekühlte hohle Schaufelspitzenabdeckung einer Turbinenschaufel
EP1706592B1 (de) Turbinenschaufel und gasturbine mit einer solchen turbinenschaufel
DE60202212T2 (de) Kühlbares segment für turbomaschinen und turbinen mit brennkammer
DE4447507B4 (de) Ringförmige Dichtung
DE2637443C2 (de)
EP1173657B1 (de) Turbinenschaufel und verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel
EP0995881B1 (de) Dichtungsanordnung
EP3191244B1 (de) Verfahren zur herstellung einer laufschaufel und so erhaltene schaufel
EP1152124A1 (de) Dichtungsanordnung
DE3345263C2 (de) Gekühlte Turbinenschaufel
DE2833012C2 (de) Gehäuse für Strahltriebwerkturbine
EP1219787B1 (de) Gasturbinenschaufel und Gasturbine
WO2005019730A1 (de) Hitzeschildanordnung für eine ein heissgas führende komponente, insbesondere für eine brennkammer einer gasturbine
DE2717810A1 (de) Gasturbinenlaeufer mit keramischen schaufeln
EP0964981B1 (de) Turbinenschaufel sowie deren verwendung in einer gasturbinenanlage
DE10250779A1 (de) Notkühlsystem für ein hitzebelastetes Bauteil
DE19619438B4 (de) Wärmestausegment für eine Turbomaschine
DE1078814B (de) Anordnung zur Kuehlung von Gasturbinenlaeufern
WO2008092725A1 (de) Turbinenschaufel
EP1076157B1 (de) Reibungskomponente einer thermischen Turbomaschine
DE102005024696A1 (de) Bauteil mit verbesserter Kühlfluidzuführung
DE10313489A1 (de) Axial durchströmte thermische Turbomaschine
DE19824583A1 (de) Turbinenschaufel

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE

Kind code of ref document: A2

Designated state(s): DE GB

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

PUAL Search report despatched

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009013

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM

RIC1 Information provided on ipc code assigned before grant

Free format text: 7F 01D 5/18 A, 7F 01D 5/28 B

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A3

Designated state(s): AT BE CH CY DE DK ES FI FR GB GR IE IT LI LU MC NL PT SE

AX Request for extension of the european patent

Free format text: AL;LT;LV;MK;RO;SI

17P Request for examination filed

Effective date: 20020711

AKX Designation fees paid

Free format text: DE GB

RAP1 Party data changed (applicant data changed or rights of an application transferred)

Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

GRAH Despatch of communication of intention to grant a patent

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOS IGRA

GRAS Grant fee paid

Free format text: ORIGINAL CODE: EPIDOSNIGR3

GRAA (expected) grant

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009210

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: B1

Designated state(s): DE GB

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: FG4D

Free format text: NOT ENGLISH

RAP2 Party data changed (patent owner data changed or rights of a patent transferred)

Owner name: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FG4D

Free format text: GERMAN

REF Corresponds to:

Ref document number: 59907926

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20040115

Kind code of ref document: P

GBT Gb: translation of ep patent filed (gb section 77(6)(a)/1977)

Effective date: 20040213

REG Reference to a national code

Ref country code: IE

Ref legal event code: FD4D

PLBE No opposition filed within time limit

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009261

STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: NO OPPOSITION FILED WITHIN TIME LIMIT

26N No opposition filed

Effective date: 20040906

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R082

Ref document number: 59907926

Country of ref document: DE

Representative=s name: ROESLER, UWE, DIPL.-PHYS.UNIV., DE

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 59907926

Country of ref document: DE

Owner name: ANSALDO ENERGIA SWITZERLAND AG, CH

Free format text: FORMER OWNER: ALSTOM TECHNOLOGY LTD., BADEN, CH

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 59907926

Country of ref document: DE

Owner name: GENERAL ELECTRIC TECHNOLOGY GMBH, CH

Free format text: FORMER OWNER: ALSTOM TECHNOLOGY LTD., BADEN, CH

REG Reference to a national code

Ref country code: GB

Ref legal event code: 732E

Free format text: REGISTERED BETWEEN 20170824 AND 20170830

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R082

Ref document number: 59907926

Country of ref document: DE

Representative=s name: ROESLER, UWE, DIPL.-PHYS.UNIV., DE

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 59907926

Country of ref document: DE

Owner name: ANSALDO ENERGIA SWITZERLAND AG, CH

Free format text: FORMER OWNER: GENERAL ELECTRIC TECHNOLOGY GMBH, BADEN, CH

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Payment date: 20171019

Year of fee payment: 19

PGFP Annual fee paid to national office [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Payment date: 20171019

Year of fee payment: 19

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R119

Ref document number: 59907926

Country of ref document: DE

GBPC Gb: european patent ceased through non-payment of renewal fee

Effective date: 20181007

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: DE

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20190501

PG25 Lapsed in a contracting state [announced via postgrant information from national office to epo]

Ref country code: GB

Free format text: LAPSE BECAUSE OF NON-PAYMENT OF DUE FEES

Effective date: 20181007