EP1113145A1 - Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge - Google Patents

Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge Download PDF

Info

Publication number
EP1113145A1
EP1113145A1 EP20000811043 EP00811043A EP1113145A1 EP 1113145 A1 EP1113145 A1 EP 1113145A1 EP 20000811043 EP20000811043 EP 20000811043 EP 00811043 A EP00811043 A EP 00811043A EP 1113145 A1 EP1113145 A1 EP 1113145A1
Authority
EP
Grant status
Application
Patent type
Prior art keywords
ribs
guide element
walls
cooling
range
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.)
Granted
Application number
EP20000811043
Other languages
German (de)
French (fr)
Other versions
EP1113145B1 (en )
Inventor
Alexander Dr. Beeck
Jörgen Ferber
Christoph Nagler
Lothar Schneider
Klaus Semmler
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.)
Alstom SA
Original Assignee
General Electric Switzerland GmbH
Alstom SA
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

Links

Images

Classifications

    • BPERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22DCASTING OF METALS; CASTING OF OTHER SUBSTANCES BY THE SAME PROCESSES OR DEVICES
    • B22D11/00Continuous casting of metals, i.e. casting in indefinite lengths
    • B22D11/04Continuous casting of metals, i.e. casting in indefinite lengths into open-ended moulds
    • B22D11/0405Rotating moulds
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12Blades
    • F01D5/14Form or construction
    • F01D5/18Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187Convection cooling
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/10Stators
    • F05D2240/12Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/122Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/20Rotors
    • F05D2240/30Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade

Abstract

The blade (30) consists in the trailing-edge region (21) of at least two parallel walls (10, 11), forming inner cooling channels (18, 19) with ribs (16, 17, 20), and is cooled by the coolant flowing through the channels, running parallel to the walls at the trailing edge and passing out of the blade between these walls,

Description

TECHNISCHES GEBIET TECHNICAL FIELD

Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der in Gasturbinen verwendeten Leitelemente wie Leit- oder Turbinenschaufeln. The present invention relates to the field of the vanes used in gas turbines, such as blades or turbine blades. Sie betrifft ein von einem heissen Luftstrom umströmtes Leitelement für eine Gasturbine, welches wenigstens in einem hinteren Kantenbereich, bei dem der Luftstrom vom Leitelement abreisst, aus wenigstens zwei im wesentlichen parallel angeordneten, und mit Rippen miteinander in innere Kühlkanäle ausbildender Weise verbundenen Wänden besteht, und welches mit durch die Kühlkanäle strömendem Kühlmedium innenseitig gekühlt wird, wobei das Kühlmedium an der hinteren Kante im wesentlichen parallel zu den Wänden zwischen diesen aus dem Leitelement austritt. It relates to a flow around by a stream of hot air guide element for a gas turbine, which consists at least in a rear edge portion where the air flow from the guide element tears off, arranged in parallel from at least two substantially, and with ribs to each other in internal cooling passages forming a manner associated walls, and which is cooled on the inside by flowing through the cooling channels the cooling medium, the cooling medium at the rear edge substantially emerges parallel to the walls between these of the leading element.

STAND DER TECHNIK STATE OF THE ART

Eine Gasturbine umfasst eine Vielzahl von Elementen, welche von heisser Arbeitsluft angeströmt werden. A gas turbine includes a plurality of elements which are traversed by hot working air. Da die Arbeitsluft eine Temperatur aufweist, welche für viele der Materialien, aus denen solche umströmten Komponenten gebaut sind, insbesondere bei längerer Betriebsdauer zu starken Abnützungserscheinungen führt, ist es nötig, viele dieser Komponenten zu kühlen. Since the working air has a temperature, which leads to many of the materials from which such flow around components are built, especially in prolonged operation excessive wear and tear, it is necessary to cool many of these components. Die Kühlung kann dabei als Innenkühlung gestaltet werden, bei der die Elemente als Hohlprofile gestaltet oder einfach mit inneren Kühlkanälen versehen werden, durch welche ein Kühlluftstrom geleitet wird. The cooling can in this case be designed as an inner cooling, in which the elements designed as hollow profiles or simply be provided with internal cooling channels through which a cooling air current is passed. Alternativ oder ergänzend ist es auch möglich, eine sogenannte Filmkühlung vorzusehen, bei welcher die Elemente mit einem aussenseitigen Kühlluftfilm beaufschlagt werden. Alternatively or additionally, it is also possible to provide a so-called film cooling, in which the elements are acted upon by an outside cooling air film.

Moderne Gasturbinenschaufeln verwenden meist eine Kombination der obigen Methoden, dh es findet ein internes konvektives Kühlsystem Anwendung, welches an kritischen Stellen zusätzlich Öffnungen zur Filmausblasung aufweist. Modern gas turbine blades usually use a combination of the above methods, ie there is an internal convective cooling system application, additionally comprising at critical points openings for Filmausblasung. Um den Wirkungsgrad und die Leistung der Gasturbine zu steigern, sowie um die Emissionen zu reduzieren, muss die Menge an verwendeter Kühlluft minimiert werden. In order to increase the efficiency and performance of the gas turbine, as well as to reduce the emissions, the amount of cooling air used must be minimized. Dies bedeutet, dass selbst für grosse Komponenten nur ein kleiner Kühlluftmassenstrom zur Verfügung steht. This means that there is only a small cooling air mass flow available even for large components. Um die geringen Kühlmassenströme bei gleichzeitig benötigtem effizientem internem Wärmeübergang zu realisieren und zu kontrollieren, müssen die Strömungsquerschnitte entsprechend verkleinert resp. To realize the low cooling mass flows at the same time benötigtem efficient internal heat transfer and control the flow cross sections have respectively reduced accordingly. Drosselquerschnitte eingeführt werden. Throttle cross sections are introduced.

Bei vielen der bekannten Schaufelauslegungen findet die Drosselung des Kühlmassenstromes im Bereich der gegossenen Schaufelhinterkante, in der Nähe des Kühlluftaustrittes statt. In many of the known blade designs, the throttling of the cooling mass flow in the cast blade trailing edge is rather close to the cooling air outlet. Insbesondere aus herstellungstechnischen Gründen, um Kernbrüche zu vermeiden, wird das Ende der Rippen, welche die druck- und saugseitige Wand verbinden, in axialer Richtung zurückgesetzt, dh, die Rippen enden bereits im Inneren der Schaufel und reichen nicht bis zur Hinterkante. In particular, for production reasons, in order to avoid core breaks, the end of the ribs, which connect the pressure and suction wall, in the axial direction is reset, that is, the ribs terminate already in the interior of the blade and do not extend to the trailing edge.

Figur 1 zeigt einen Schnitt durch eine Leitschaufel nach dem Stand der Technik, wie sie häufig in Gasturbinen verwendet wird. 1 shows a section through a vane according to the prior art, as it is commonly used in gas turbines. Es handelt sich um einen axial zur Hauptachse der Turbine und senkrecht zur Schaufelblattebene verlaufenden Schnitt durch eine Leitschaufel, wie sie typischerweise unmittelbar nach der Brennkammer und vor der ersten Laufreihe der Gasturbine zur optimalen Anströmung der Laufschaufeln verwendet werden. It is an axially extending to the main axis of the turbine blade and perpendicular to the plane section of a vane, such as those typically used immediately after the combustor and before the first moving-blade row of the gas turbine for optimum flow of the blades. Die Schaufel ist als Hohlprofil ausgebildet, welches saugseitig von einer Wand 10, und druckseitig von einer weiteren Wand 11 begrenzt wird. The blade is formed as a hollow profile, which is on the suction side of a wall 10, and pressure side bounded by a further wall. 11 Im Anströmbereich ist die Schaufel verbreitert, die Wände 10 und 11 sind in einer Rundung miteinander verbunden, und zwischen den Wänden 10 und 11 befindet sich ein zentraler, radial verlaufender Einsatz 12, um welchen der Kühlkanal herumführt. In the upstream region, the blade is widened, the walls 10 and 11 are connected in a rounding with each other, and between the walls 10 and 11 is a central, radially running insert 12, around which leads the cooling passage. Im hinteren Bereich ist die Leitschaufel 30 nur von den zwei mit in axialer Richtung verlaufenden, unterbrochenen Rippen miteinander verbundenen Wänden 10 und 11 begrenzt, dazwischen verlaufen Kühlkanäle. In the rear of the vane is extending only from the two with 30 in the axial direction, interrupted ribs walls connected to one another 10 and 11 is limited, extend between the cooling channels. Häufig wird der zentrale Einsatz 12 von annähernd axial verlaufenden Rippen ganz oder teilweise umschlossen. Often the central insert 12 is surrounded by approximately axially extending ribs entirely or partially. Diese Rippen laufen am hinteren Ende des Einsatzes zusammen (16 in Fig. 1) und verbinden von dort an die saug- und druckseitigen Schaufelwände. These ridges run along the rear end of the insert (16 in FIG. 1) and connect from there to the suction and pressure side blade walls. Zwischen den Rippen bilden sich annähernd axiale Kanäle aus, in denen die Kühlluft geführt wird. Between the ribs extend approximately axial channels are formed, in which the cooling air is passed.

Im weiteren Verlauf kann die Rippenbank unterbrochen sein, um ein in radialer Richtung verlaufendes Plenum 18 zu erzeugen. Subsequently, the fin bank may be interrupted to generate a extending in the radial direction Plenum 18th Die nachfolgende Rippenbank 17 kann sowohl "in line" oder versetzt zur vorherigen Rippenbank angeordnet werden. The following fin bank 17 can be arranged both "in line" or offset from the previous fin bank. Im Bereich der Hinterkante werden die druck- und saugseitigen Wände von sehr kurzen Rippen oder sog. Pinreihen miteinander verbunden. In the area of ​​the trailing edge of the pressure and suction side walls of very short ribs or rows of pins are so-called. Interconnected. Stand der Technik ist nun, diese Einbauten (Rippen, Pins, etc.) im Inneren der Schaufelenden zu lassen. State of the art is now, these internals (ribs, pins, etc.) to make the inside of the blade ends. Damit wird vermieden, dass der zur gusstechnischen Herstellung benötigte Kern exakt an der Hinterkante einen grossen Sprung in der Querschnittsfläche aufweist. This is to avoid that the core required for the cast-scale production has exactly at the trailing edge of a big jump in the cross-sectional area. Diese starke Unstetigkeit im Kernquerschnittsverlauf führt bei der Herstellung nämlich zu einer hohen Anzahl von Kernbrüchen. This strong discontinuity in the core cross section namely course results in the production of high levels of nuclear fractions. Obiges Verfahren hat jedoch den erheblichen Nachteil, dass der Austrittsquerschnitt der Kühlluft und somit der Kühlluftmassenstrom nur unzureichend kontrolliert werden können. However, the above method has the considerable disadvantage that the outlet cross section of the cooling air and thus the cooling air mass flow can not be adequately controlled.

Die Wände weisen ausserdem meist noch Filmkühlbohrungen 13-15 auf, durch welche Kühlluft auf die Aussenseite strömen kann. The walls also mostly still through which cooling air can flow to the outside have film cooling holes 13-15.

Diese Gestaltung des internen konvektiven Kühlsystems hat eine Reihe von Nachteilen: This design of the internal convective cooling system has a number of disadvantages:

  • Da der Querschnitt klein ist, wirken sich selbst kleine Toleranzen bei der Herstellung (Guss) auf den Kühlluftmassendurchsatz der Schaufel aus. Since the cross section is small, small tolerances in the manufacture of an impact (cast) on the cooling air mass flow rate of the blade itself.
  • Da die Drosselstelle im Inneren des Leitelements liegt, lässt sich der wirksame Drosselquerschnitt nur schwer messen und kontrollieren. Since the choke point is inside the guide element, can the effective throttle cross section is difficult to measure and control.
  • Da die Drosselkante im Inneren des Leitelements liegt, kann der wirksame Drosselquerschnitt nachträglich nur schwer modifiziert werden. Since the throttling edge is located in the interior of the guiding element, the effective throttle cross-section can subsequently be modified only with difficulty.
  • Die beiden meist recht dünnen Wände sind äusserst anfällig auf Beschädigungen, welche von Fremdkörpern im Heissgas verursacht werden, und welche uU sogar zu einer Veränderung der Drosselquerschnitte führen können. The two usually quite thin walls are extremely susceptible to damage caused by foreign bodies in the hot gas, and which may even lead to a change in the throttle cross sections.
  • Durch die stufenweise Expansion der Kühlluft (1) am Ende der Rippen und (2) an der Schaufelhinterkante lässt sich der Kühlluftmassenstrom nur schwer kontrollieren und justieren. By the gradual expansion of the cooling air (1) can be at the end of the ribs, and (2) to the blade trailing edge is difficult to control and adjust the cooling-air mass flow.
DARSTELLUNG DER ERFINDUNG SUMMARY OF THE INVENTION

Der Erfindung liegt demnach die Aufgabe zugrunde, ein von einem heissen Luftstrom umströmtes Leitelement einer Gasturbine, welches wenigstens in einem hinteren Kantenbereich, bei dem der Luftstrom vom Leitelement abreisst, aus wenigstens zwei im wesentlichen parallel angeordneten, und mit Rippen miteinander in innere Kühlkanäle ausbildender Weise verbundenen Wänden besteht, und welches mit durch die Kühlkanäle strömendem Kühlmedium innenseitig gekühlt wird, wobei das Kühlmedium an der hinteren Kante im wesentlichen parallel zu den Wänden zwischen diesen aus dem Leitelement austritt. The invention is accordingly the object of providing a flow around by a stream of hot air guide element of a gas turbine which, arranged substantially parallel at least in a rear edge portion where the air flow from the guide element tears off from at least two, and with ribs to each other in internal cooling passages forming a manner walls connected there, and which is cooled on the inside by flowing through the cooling channels the cooling medium, the cooling medium at the rear edge substantially emerges parallel to the walls between these of the leading element.

Diese Aufgabe wird bei einem Leitelement der eingangs genannten Art gelöst, indem wenigstens ein Teil der Rippen mit der hinteren Kante bündig abschliessend angeordnet sind. This object is achieved by a guide element of the type mentioned by some of the ribs with the rear edge are arranged at least flush. Der Kern der Erfindung besteht somit darin, einen Teil der die Wände verbindenden Rippen unmittelbar an und im wesentlichen bündig mit der Hinterkante anzuordnen und die Rippen resp. The essence of the invention is, therefore, a part of the walls of ribs connecting directly to and substantially flush with the rear edge to locate and respectively the ribs. die dazwischen liegenden Kanäle damit besser zugänglich zu machen und die Wände im Kantenbereich besser zu stabilisieren. make the channels in between so more accessible to and stabilize the walls in the edge region better. Auf diese Weise sind die Wände im Hinterkantenbereich wesentlich weniger anfällig auf Beschädigungen durch im Arbeitsluftstrom mitgeführte Fremdkörper. In this way, the walls in the trailing edge region are much less susceptible to damage from entrained in the working airflow foreign body. Ausserdem ergibt sich weiterhin der Vorteil, dass der Kühlluftdurchsatz zwischen den an der Hinterkante angeordneten Rippen hindurch nach dem Herstellungsverfahren und bei Wartungen infolge der guten Zugänglichkeit wesentlich einfacher nachbearbeitet bzw. angepasst werden kann. In addition, also provides the advantage that the cooling air flow between the spaced ribs at the trailing edge passes after the manufacturing process, and can be finished much more easily in case of maintenance due to the easy accessibility and adjusted.

Eine erste bevorzugte Ausführungsform der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass der Durchsatz an Kühlmedium durch das Leitelement im wesentlichen durch die Dimensionierung der zwischen den Rippen, hier sog. Drosselrippen, angeordneten Austrittsöffnungen bestimmt ist. A first preferred embodiment of the invention is characterized in that the throughput of cooling medium through the guide element essentially by the dimensioning of the so-called between the ribs here. Choke ribs arranged outlet openings is determined. Die durch die Anordnung bedingte bessere Zugänglichkeit und Nachbearbeitbarkeit ist insbesondere dann von Vorteil, wenn die Drosselung der Kühlluftführung durch die an der Hinterkante angeordneten Drosselrippen bewirkt wird, und die Drosselung von aussen leicht durch Ausbohren o.ä. The conditional by the arrangement of better accessibility and post-processability is particularly advantageous when the throttling of the flow of cooling air is effected through the arrayed at the trailing edge ribs throttle, and slightly similar throttling from the outside by drilling eingestellt oder auch gemessen werden kann. can be adjusted or measured.

Eine andere Ausführungsform der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass die Dicke des Leitelements an der Hinterkante im Bereich von 0.5 bis 5 mm, insbesondere bevorzugt im Bereich von 1.0 bis 2.5 mm liegt, und dass die Schlitzdicke der Kühlluftkanäle zwischen den Wänden beim Austritt im Bereich von 0.3 bis 2 mm, insbesondere im Bereich von 0.8 bis 1.5 mm beträgt. Another embodiment of the invention is characterized in that the thickness of the guide element at the trailing edge in the range of 0.5 to 5 mm, preferably, in particular in the range of 1.0 to 2.5 mm, and that the slot thickness of the cooling air passages between the walls at the outlet is in the range is from 0.3 to 2 mm, in particular in the range of 0.8 to 1.5 mm. Unter anderem wenn das Leitelement als vor einem Turbinenrotor angeordnete Leitschaufel ausgebildet ist und wenn als Kühlmedium Luft verwendet wird, erweisen sich die erfindungsgemässe Anordnung und diese Dimensionierungen als besonders vorteilhaft. Among other things, when the guide element is formed as arranged in front of a turbine rotor vane and when air is used as cooling medium, the arrangement according to the invention and these dimensions prove particularly advantageous.

Weitere Ausführungsformen des Leitelements ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen. Further embodiments of the guide element are evident from the dependent claims.

Des weiteren umfasst die Erfindung ein Verfahren zur Herstellung eines von einem heissen Luftstrom umströmten Leitelements einer Gasturbine, welches wenigstens in einem hinteren Kantenbereich, bei dem der Luftstrom vom Leitelement abreisst, aus wenigstens zwei im wesentlichen parallel angeordneten, und mit Rippen miteinander in innere Kühlkanäle ausbildender Weise verbundenen Wänden besteht, und welches mit durch die Kühlkanäle strömendem Kühlmedium innenseitig gekühlt wird, wobei das Kühlemedium an der hinteren Kante im wesentlichen parallel zu den Wänden zwischen diesen aus dem Leitelement austritt, welches sich dadurch auszeichnet, dass das Leitelement in einem Giessverfahren hergestellt wird, dass dabei der hintere Kantenbereich mit einem das Leitelement respektive dessen Wände in Strömungsrichtung verlängernden Überstand gegossen wird, und dass nach dem Giessen der Überstand derart abgetragen wird, dass wenigstens ein Teil der Rippen als Drosselrippen mit der hinte The invention further comprises a method for the preparation of a flowed around by a stream of hot air guide element of a gas turbine, which is at least substantially arranged in parallel in a rear edge portion where the air flow from the guide element tears off from at least two, and training Direction with ribs to each other in internal cooling passages way, there is connected walls, and which is cooled on the inside by flowing through the cooling channels the cooling medium, the cool medium to the rear edge substantially emerges parallel to the walls between them from the guide element, which is characterized in that the guide element is produced in a casting process that case, the rear edge region with a the guiding element respectively the walls in the flow direction prolonging supernatant is poured, and that is removed after the casting of the supernatant such that at least some of the ribs as a throttle ribs with the rear ren Kante im wesentlichen bündig abschliessend angeordnet sind. ren edge disposed flush substantially. Der Gusskern wird dabei so geformt, dass die Rippengeometrie über die Hinterkante der Schaufel hinaus im Gusskern modelliert wird. The casting core is then shaped so that the fin geometry is modeled over the trailing edge of the blade also in the casting core. Erst nach einer Länge von ca. 0.5 bis 5, vorzugsweise 1 bis 3 Kerndicken wird die Rippengeometrie ausgeblendet. Only after a length of about 0.5 to 5, preferably 1 to 3 core thicknesses, the rib geometry is hidden. Dieses Verfahren macht die einfache Herstellung eines erfindungsgemässen Leitelements erst möglich. This method makes the simple preparation of an inventive guide element possible. Bei einem normalen Gussverfahren kann nämlich der effektive Drosselquerschnitt nicht einfach direkt an die Austrittskante gelegt werden. In a normal casting process, the effective throttle cross section can in fact not be simply placed directly on the trailing edge. Die sprunghafte Querschnittserweiterung am Austritt im Gusskern führt bei der Herstellung zu einem starken Anstieg der Kernbrüche. The abrupt cross-sectional widening at the outlet of the casting core results in the production to a sharp rise in core fractures. Dies kann bei Belassung eines Überstandes beim Giessverfahren vermieden werden. This can be avoided by leaving a supernatant during casting.

Eine bevorzugte Ausführungsform des Verfahrens ist dadurch gekennzeichnet, dass im Bereich des Überstandes keine Rippen zwischen den Wänden angeordnet sind, und dass der Durchsatz an Kühlmedium durch das fertige Leitelement im wesentlichen durch die Dimensionierung der zwischen den Drosselrippen angeordneten Austrittsöffnungen bestimmt ist. A preferred embodiment of the method is characterized in that no ribs between the walls are arranged in the region of the projection, and that the throughput of cooling medium through the final guide element is determined essentially by the dimensioning of which is arranged between the choke ribs outlet openings. Wenn im Bereich des Überstandes auf jegliche Rippen verzichtet wird, können beim Gussverfahren, insbesondere beim bevorzugten Pressgussverfahren ("investment casting") weitgehend vermieden werden. If it is omitted in the region of the projection to any ribs, can be largely avoided during the casting process, in particular in the preferred press molding process ( "investment casting"). Es zeigt sich des weiteren, dass insbesondere wenn die Länge des Überstandes im Bereich von 0.5 bis 3 Mal so gross, insbesondere bevorzugt qleich gross, ist wie Schlitzdicke des Kühlluftkanals zwischen den Wänden, derartige Kernbrüche vermieden werden können ohne dass nach der Herstellung eine übermässige Nachbearbeitung notwendig wäre. It can be seen further that, in particular if the length of the supernatant in the range of 0.5 to 3 times larger, more preferably qleich large as slot thickness of the cooling air channel between the walls, such a core breaks can be avoided without having to manufacture an excessive post- would be necessary.

Weitere bevorzugte Ausführungsformen des Verfahrens ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen. Further preferred embodiments of the method are evident from the dependent claims.

KURZE ERLÄUTERUNG DER FIGUREN BRIEF EXPLANATION OF THE FIGURES

Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit den Zeichnungen näher erläutert werden. The invention will be explained in more detail with reference to exemplary embodiments in conjunction with the drawings.

Fig. 1 Fig. 1
zeigt einen Querschnitt durch eine Leitschaufel mit interner Kühlung für eine Gasturbine nach dem Stand der Technik; shows a cross section through a guide blade with internal cooling for a gas turbine according to the prior art; und and
Fig. 2 Fig. 2
a) zeigt einen Querschnitt durch eine Leitschaufel mit unmittelbar an der Hinterkante der Schaufel angeordneten Drosselrippen, b) eine Detailansicht des Hinterkantenbereichs des Schnittes nach a), und c) einen Schnitt entlang der Linie XX in Figur 2a), dh im wesentlichen parallel zur Ebene der Schaufel durch den internen Kühlkanal. a) shows a cross section through a lead blade is arranged directly at the trailing edge of the blade throttle ribs, b) a detailed view of the trailing edge region of the section according to a) and c) is a sectional view taken along the line XX in Figure 2a), that is substantially parallel to the plane of the blade by the internal cooling channel.
WEGE ZUR AUSFÜHRUNG DER ERFINDUNG WAYS OF IMPLEMENTING THE INVENTION

Figur 2 a) zeigt einen Schnitt durch eine Leitschaufel mit unmittelbar an die Hinterkante grenzenden Rippen 24 zwischen den Wänden 10 und 11. Es handelt sich um einen Figur 2 entsprechenden, axial zur Hauptachse der Turbine und senkrecht zur Schaufelblattebene verlaufenden Schnitt durch eine Leitschaufel. Figure 2 a) shows a section through a guide vane with immediately adjacent to the trailing edge ribs 24 between the walls 10 and 11. There is a 2 corresponding, axially to the major axis of the turbine and extending perpendicular to the blade plane section through a vane. Die Schaufel ist wiederum als Hohlprofil ausgebildet, welches saugseitig von einer Wand 10, und druckseitig von einer weiteren Wand 11 begrenzt wird. The blade is in turn constructed as a hollow profile, which is on the suction side of a wall 10, and pressure side bounded by a further wall. 11 Im hinteren Bereich ist die Leitschaufel nur von den zwei mit in radialer Richtung unterbrochenen Rippen miteinander verbundenen Wänden 10 und 11 begrenzt, dazwischen verlaufen Kühlkanäle. In the rear of the vane is limited only by the two broken in the radial direction ribs interconnected walls 10 and 11 extend between the cooling channels. Figur 2c) zeigt einem Schnitt entlang der Linie XX in Figur 2a), dh im wesentlichen parallel zur Blattebene. Figure 2c) shows a section along the line XX in Figure 2a), that is substantially parallel to the sheet plane. Unmittelbar an den Einsatz 12 angrenzend befinden sich erste Rippen 16. Die zwischen Einsatz 12 und den Wänden 10 und 11 strömende Kühlluft strömt im wesentlichen axial in den Kanälen 27 zwischen den Rippen 16 in den hinteren Bereich der Leitschaufel. Immediately adjacent to the insert 12 there are first ribs 16. The intermediate insert 12 and the walls 10 and 11 flowing cooling air flows substantially axially in the channels 27 between the ribs 16 in the rear portion of the vane. Hinter der ersten Reihe von Rippen 16 befindet sich ein vorderes radiales Plenum 18, welches einen Strömungs- und Druckausgleich der Kühlluft in radialer Richtung erlaubt. Behind the first row of ribs 16 is a front radial plenum 18, which allows a flow and pressure compensation of the cooling air in the radial direction. Danach schliesst eine weitere Reihe von Rippen 17 an, welche in diesem Beispiel alternierend als durchgängige Rippen 17b oder als axial unterteilte Rippen 17a ausgebildet sind. Thereafter, a further series of ribs 17 adjoins, which are formed in this example, alternately as continuous ribs 17b or as an axially divided ribs 17a. Die einzelnen Rippen der Reihen 16 und 17 weisen vorteilhafterweise ein sog. Teilungsverhältnis, das Verhältnis von der radialen Breite e normal zur Ebene des Blattes zur radialen Beabstandung f, im Bereich von 0.25 bis 0.75 auf. The individual ribs of the rows 16 and 17 are normal to the plane of the sheet to the radial spacing f, in the range of 0.25 to 0.75 advantageously a so-called. Division ratio, the ratio of the radial width e.

Es folgt ein weiteres radiales Plenum 19, gefolgt von sogenannten Pins 20, dh als einfache Stege ausgebildete Reihen von Rippen, welche eine möglichst gleichmässige Verteilung des Kühlluftstromes an der Hinterkante 21 erlauben. There follows a further radial plenum 19, followed by the so-called pins 20, that is designed as a simple webs rows of ribs, which allow a uniform distribution of the cooling air flow at the trailing edge 21st Das Teilungsverhältnis (Durchmesser g zu radialer Beabstandung h) der Pins 20 liegt dabei im Bereich von 0.25-bis 0.7. The division ratio (diameter to the radial spacing g h) is in the range of 0.25-to 0.7 of the pins 20th

Unmittelbar an der Hinterkante und mit dieser bündig abschliessend befindet sich nun eine weitere Reihe von Rippen 24. Die Reihe der hinteren Rippen ist dabei so dimensioniert, dass die Drosselung der Kühlluftströmung des gesamten effektiven Kühlkanalquerschnitts durch die Kanäle 25 zwischen den sog. Drosselrippen 24 bewirkt wird. Directly at the trailing edge, and with this flush is now a further series of ribs 24. The row of rear ribs is dimensioned so as to cause the throttling of the cooling air flow of the entire effective cooling passage cross-section through the channels 25 between the so-called. Choke ribs 24 , Dadurch dass die Drosselung an der Hinterkante 21 und mit einer solchen Reihe von Drosselrippen 24 bewirkt wird, ergeben sich eine Reihe von Vorteilen: This ensures that the throttling at the trailing edge 21 and with such a series of throttle ribs 24 is effected, there are a number of advantages:

  • Der effektive Drosselquerschnitt kann leicht bei der Austrittskante gemessen werden. The effective throttle cross section can be easily measured at the trailing edge.
  • Es entsteht nur eine Drosselstelle genau na der Hinterkante anstatt zweier Drosselstellen am Ende der Rippen und der Hinterkante. The result is only a restrictor exactly na trailing edges instead of two choke points at the end of the ribs and the trailing edge.
  • Gegebenenfalls beim Gussverfahren entstandene Ungenauigkeiten der Drosselregion können leicht nachbearbeitet werden, da die Drosselstellen von aussen zugänglich sind. Optionally, resulting in the casting process inaccuracies of the throttle region can easily be reworked, since the throttle bodies are accessible from the outside.
  • Der Drosselquerschnitt kann bei Bedarf leicht verändert werden. The throttle cross section can be easily changed if necessary.
  • Die Anordnung der Rippen ganz am Ende der Schaufel führt zu einer erhöhten Stabilität der Abrisskante, so können Fremdkörper im Arbeitsluftstrom die Hinterkante weniger beschädigen und die Kühlung der Komponente kann durch derartige Deformationen weniger beeinträchtigt werden. The arrangement of the ribs at the very end of the blade leads to increased stability of the tear-off edge, as foreign bodies in the working air stream can damage the trailing edge less, and the cooling of the component can be less affected by such deformation.

Die Herstellung einer solchen Schaufel erfolgt meist im Gussverfahren, in der Regel einem Pressgussverfahren ("investment casting"). The preparation of such a blade is usually in the casting process, usually a die-cast method ( "investment casting"). Bei diesen Gussverfahren kann aber bei der Herstellung der effektive Drosselquerschnitt nicht einfach direkt an die Austrittskante gelegt werden. In these casting methods but in making the effective throttle cross section can not be simply placed directly on the trailing edge. Die sprunghafte Querschnittserweiterung am Austritt im Gusskern führt bei der Herstellung zu einem starken Anstieg der Kernbrüche. The abrupt cross-sectional widening at the outlet of the casting core results in the production to a sharp rise in core fractures. Dies kann aber bei Belassung eines Überstandes beim Giessverfahren vermieden werden. But this can be avoided by leaving a supernatant during casting. Die im Kern abgebildete Kühlungsgeometrie wird dabei über die eigentliche Begrenzung der Komponente hinaus verlängert. The cooling geometry depicted in the core is thereby extended beyond the actual boundary of the component addition. Figur 2b) zeigt den Kantenbereich eines derart über die Hinterkante um die Länge b hinaus verlängerten Elements. Figure 2b) shows the edge portion of an elongated such beyond the trailing edge to the length b of addition element. Im Bereich des Überstandes sind vorteilhafterweise keine Rippen mehr angeordnet. In the region of the projection are arranged advantageously no more ribs. Der Übergang von der Drosselgeometrie fällt dann nicht mit der Kernhalterung zusammen, sondern es findet zunächst innerhalb der verlängerten Komponente ein Übergang von der Drosselgeometrie auf einen durchgehenden radialen Kanal statt, welcher dann ohne Risiko von Kernbrüchen als Kernhalterung verwendet werden kann. The transition from the throttle geometry then does not coincide with the core holder together, but it is initially within the extended component, a transition from the throttle geometry on a continuous radial passage place, which can then be used without the risk of core fractures as a core bracket. Dieser Übergang kann auf verschiedenste Weise je nach Verfahren optimal zur Kernhalterung gestaltet werden, dh es ist nicht zwingend, dass die beiden Wände wie in der in Figur 2b) dargestellt einfach nach hinten gleichmässig verlängert werden, es sind zB auch ein graduelles überstehendes Ausweiten, oder Verjüngungen resp. This transition can be designed in various ways depending on the process optimally to the core support, ie it is not mandatory that the two walls are shown in the in figure 2b) simply extends uniformly to the rear, there are, for example, a gradually protruding expanding, or tapers respectively. Verdickungen der Wände im Bereich des Überstands denkbar. Thickening of the walls in the area of ​​the supernatant conceivable. Die überstehende Geometrie wird nach dem Guss auf die Solllänge der Hinterkante nachbearbeitet, dh abgetragen, so dass die Drosselstellen mit der Hinterkante zusammenfallen. The supernatant geometry is machined after molding to the desired length of the trailing edge, that is, removed so that the throttle points coincide with the trailing edge. Dies kann zB zusammen mit den üblicherweise nachträglich notwendigen Nachbearbeitungen wie Erosion und Laserbohren der Filmkühlbohrungen 13-15 geschehen. This can be done together with the usually subsequently necessary reworking such as erosion and laser drilling of film cooling holes 13-15.

Im angegebenen Ausführungsbeispiel weist die Hinterkante meist eine Dicke d im Bereich von 0.5 bis 5 mm, bevorzugt im Bereich von 1.0 bis 2.5 mm auf. In the given embodiment, the trailing edge usually has a thickness d in the range of 0.5 to 5 mm, preferably in the range of 1.0 to 2.5 mm. Die Schlitzdicke c des Kühlluftkanals liegt meist im Bereich von 0.3 bis 2.0 mm, bevorzugt im Bereich von 0.8 bis 1.5 mm. The slot thickness c of the cooling air duct is usually in the range of 0.3 to 2.0 mm, preferably in the range of 0.8 to 1.5 mm. Um beim Gussverfahren Kernbrüche effektiv vermeiden zu können, sollte insbesondere bei den obigen Bemassungen der Überstand b über die Hinterkante hinaus 0.5 bis 5 Mal, vorzugsweise 1 bis 3 Mal, die Länge a der Drosselrippen 24 betragen, besonders vorteilhaft ist es, wenn der Überstand b gleich ist wie die Länge a der Drosselrippen. In order to effectively avoid the casting process the core breaks, in particular should be in the above dimension entities, the supernatant b, the length be about the trailing edge also 0.5 to 5 times, preferably 1 to 3 times a throttle ribs 24, it is particularly advantageous if the supernatant b is equal to the length a of the choke ribs.

BEZEICHNUNGSLISTE NAME LIST

10 10
saugseitige Wand suction sidewall
11 11
druckseitige Wand pressure side wall
12 12
Einsatz bzw. Kern Insert or core
13 13
saugseitige Filmbohrungen Film suction holes
14 14
Filmbohrungen an Vorderkante Film holes at the leading edge
15 15
druckseitige Filmbohrungen pressure side film holes
16 16
am Einsatz anschliessende Rippen the insert subsequent ribs
17 17
Zwischenrippen intercostal
18 18
vorderes radiales Plenum radial front plenum
19 19
hinteres radiales Plenum rear radial plenum
20 20
Pins pins
21 21
Hinterkante des Blattes Trailing edge of the sheet
22 22
Austrittsöffnung an der Hinterkante Outlet opening at the trailing edge
23 23
Arbeitsluftstrom Working air stream
24 24
Drosselrippen an Hinterkante Choke ribs on trailing edge
25 25
Kühlluftaustrittsöffnungen an Hinterkante Cooling air outlet openings at the rear edge
26 26
axiale Kanäle zwischen Rippen 17 axial channels between ribs 17
27 27
axiale Kanäle zwischen Kippen 16 axial channels between tilting 16
28 28
eintrittsseitiger Kühlluftstrom inlet-side cooling air flow
29 29
austrittsseitiger Kühlluftstrom exit side cooling air flow
30 30
Leitschaufel vane
a a
Länge der Drosselrippen Length of the choke ribs
b b
Länge des Überstandes nach Guss Length of the supernatant after casting
c c
Schlitzdicke des Kühlluftkanals beim Austritt Slot thickness of the cooling air passage at the outlet
d d
Dicke der Leitschaufel an der Hinterkante Thickness of the vane at the trailing edge
e e
Breite der Drosselrippen Width of the choke ribs
f f
Rippenteilung der Drosselrippen Fin pitch of the choke ribs
g G
Breite der Pins 20 Width of the pins 20
h H
Teilung der Pins 20 Division of the pins 20

Claims (11)

  1. Von einem heissen Luftstrom (23) umströmtes Leitelement (30) einer Gasturbine, welches wenigstens in einem hinteren Kantenbereich (21), bei dem der Luftstrom (23) vom Leitelement (30) abreisst, aus wenigstens zwei im wesentlichen parallel angeordneten, und mit Rippen (16,17,20) miteinander in innere Kühlkanäle (18,19,25,26,27) ausbildender Weise verbundenen Wänden (10,11) besteht, und welches mit durch die Kühlkanäle (18,19,25,26,27) strömendem Kühlmedium (28,29) innenseitig gekühlt wird, wobei das Kühlmedium an der hinteren Kante (21) im wesentlichen parallel zu den Wänden (10,11) zwischen diesen aus dem Leitelement (30) austritt, Of a hot air stream (23) flow around the guide element (30) of a gas turbine, which at least in a rear edge portion (21), wherein the air stream (23) from the guide element (30), tears off, arranged in parallel from at least two substantially, and with ribs (16,17,20) to each other in internal cooling passages (18,19,25,26,27) forming a manner is connected to walls (10,11), and which is connected through the cooling channels (18,19,25,26,27) flowing cooling medium (28,29) is cooled on the inside, wherein the cooling medium at the rear edge (21) substantially parallel to the walls (10,11) between them from the guide element (30) emerges,
    dadurch gekennzeichnet, dass characterized, in that
    wenigstens ein Teil der Rippen (24) mit der hinteren Kante (21) im we sentlichen bündig abschliessend angeordnet sind. at least some of the ribs (24) with the rear edge (21) we sentlichen are arranged flush.
  2. Leitelement (30) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, dass der Durchsatz an Kühlmedium (28,29) durch das Leitelement (30) im wesentlichen durch die Dimensionierung der zwischen den Drosselrippen (24) angeordneten Austrittsöffnungen (25) bestimmt ist. Guide element (30) according to claim 1, characterized in that the flow rate of cooling medium (28,29) by the guide element (30) arranged essentially by the dimensioning of the throttle between the ribs (24) outlet openings (25) is determined.
  3. Leitelement (30) nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die Drosselrippen (24) parallel zur Hinterkante (21) eine Breite (e) aufweisen und um jeweils eine Rippenteilung (f) beabstandet angeordnet Guide element (30) according to claim 2, characterized in that the choke ribs (24) parallel to the trailing edge (21) have a width (e) and in each case a rib spacing (f) spaced
    sind, und dass das Verhältnis von Breite (e) zu Rippenteilung (f) im Bereich von 0.25 bis 0.75 liegt. are, and that the ratio of width (e) to rib spacing (f) in the range of 0.25 to 0.75 is located.
  4. Leitelement (30) nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Dicke (d) des Leitelements (30) an der Hinterkante (21) im Bereich von 0.5 bis 5 mm, insbesondere bevorzugt im Bereich von 1.0 bis 2.5 mm liegt, und dass die Schlitzdicke (c) der Kühlluftkanäle (25) zwischen den Wänden (10,11) beim Austritt (21) im Bereich von 0.3 bis 2 mm, insbesondere im Bereich von 0.8 bis 1.5 mm beträgt. Guide element (30) according to any one of the preceding claims, characterized in that the thickness (d) is the leading element (30) at the trailing edge (21) in the range of 0.5 to 5 mm, particularly preferably in the range of 1.0 to 2.5 mm, and that the slot thickness (c) of the cooling air ducts (25) between the walls (10,11) at the outlet (21) in the range of 0.3 to 2 mm, in particular in the range of 0.8 to 1.5 mm.
  5. Leitelement (30) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass es als vor einem Turbinenrotor angeordnete Leitschaufel (30) ausgebildet ist und dass als Kühlmedium Luft verwendet wird. Guide element (30) according to any one of claims 1 to 4, characterized in that it is formed as arranged in front of a turbine rotor vane (30) and that is used as a cooling medium is air.
  6. Leitschaufel (30) nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Leitschaufel in ihrem Anströmbereich verbreitert ausgebildet ist und im Anströmbereich die Kühlluft um einen inneren, zentralen, radial verlaufenden Einsatz (12) in saugseitigen und druckseitigen Kühlkanälen strömt, und dass die Kühlluft zwischen am Einsatz (12) anschliessenden Rippen (16), dann zwischen Zwischenrippen (17), dann zwischen Pins (20) zwischen den Wänden (10,11) hindurchströmt bevor sie durch Austrittsöffnungen (25) an der Hinterkante aus der Leitschaufel (30) austritt. Vane (30) according to claim 5, characterized in that the vane is formed is widened in its upstream region and in the upstream region, the cooling air around an inner, central, radially running insert (12) flows into the suction-side and pressure-side cooling passages, and that the cooling air between the insert (12) adjoining ribs (16), then between intermediate ribs (17), then between pins (20) between the walls (10,11) passes before exiting through outlet openings (25) at the trailing edge of the vane (30).
  7. Verfahren zur Herstellung eines von einem heissen Luftstrom (23) umströmten Leitelements (30) einer Gasturbine, welches wenigstens in einem hinteren Kantenbereich (21), bei dem der Luftstrom (23) vom Leitelement (30) abreisst, aus wenigstens zwei im wesentlichen parallel angeordneten, und mit Rippen (16,17,20) miteinander in innere Kühlkanäle (18,19,25,26,27) ausbildender Weise verbundenen Wänden (10,11) besteht, und welches mit durch die Kühlkanäle (18,19,25,26,27) strömendem Kühlmedium (28,29) innenseitig gekühlt wird, wobei das Kühlemedium an der hinteren Kante (21) im wesentlichen parallel zu den Wänden (10,11) zwischen diesen aus dem Leitelement (30) austritt, A process for producing one of a stream of hot air (23) around which flow guide element (30) of a gas turbine which, arranged substantially parallel at least in a rear edge portion (21), wherein the air stream (23) from the guide element (30) tears off from at least two and with ribs (16,17,20) in internal cooling passages to each other (18,19,25,26,27) forming a manner is connected to walls (10,11), and which, with (through the cooling channels 18,19,25 26,27) flowing cooling medium (28,29) is cooled on the inside, in which the cool medium (at the trailing edge 21) exit substantially to the walls (10,11 parallel) between them from the guide element (30),
    dadurch gekennzeichnet, dass characterized, in that
    das Leitelement (30) in einem Giessverfahren hergestellt wird, dass dabei der hintere Kantenbereich (21) mit einem das Leitelement (30) respektive dessen Wände (10,11) in Strömungsrichtung verlängernden Überstand gegossen wird, und dass nach dem Giessen der Überstand derart abgetragen wird, dass wenigstens ein Teil der Rippen als Drosselrippen (24) mit der hinteren Kante (21) im wesentlichen bündig abschliessend angeordnet sind. the guide element (30) is produced in a casting process that thereby the rear edge portion (21) with a the guiding element (30), respectively, whose walls (10,11) in the flow direction prolonging supernatant is poured, and that after casting the supernatant removed such is that at least some of the ribs as a choke ribs (24) with the rear edge (21) are arranged flush substantially.
  8. Verfahren nach Anspruch 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Durchsatz an Kühlmedium (28,29) durch das fertige Leitelement (30) im wesentlichen durch die Dimensionierung der zwischen den Drosselrippen (24) angeordneten Austrittsöffnungen (25) bestimmt ist. A method according to claim 7, characterized in that the flow rate of cooling medium (28,29) by the final guide element (30) essentially by the dimensioning of the throttle between the ribs (24) arranged outlet openings (25) is determined.
  9. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es sich beim Gussverfahren um ein Pressgussverfahren handelt, dass der Überstand eine Länge (b) hinter der Hinterkante (21) aufweist, dass die Wände (10,11) beim Austritt (21) um eine Schlitzdicke (c) der Kühlluftkanäle (25) beabstandet sind, und dass insbesondere die Länge (b) des Überstandes im Bereich von 0.5 bis 5 Mal so gross, insbesondere bevorzugt 1 bis 3 Mal so gross, ist wie Schlitzdicke (c). Method according to one of the preceding claims, characterized in that it is a die-cast method is in the casting process, that the projection has a length (b) behind the trailing edge (21), that the walls (10,11) at the outlet (21) to a slot thickness (c) of the cooling air ducts (25) are spaced apart, and that in particular the length (b) of the supernatant was in the range of 0.5 to 5 times larger, more preferably 1 to 3 times, as large as slot thickness (c).
  10. Verfahren nach einem der vorhergehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass die Drosselrippen (24) parallel zur Hinterkante (21) eine Breite (e) aufweisen und um jeweils eine Rippenteilung (f) beabstandet angeordnet sind, dass das Verhältnis von Breite (e) zu Rippenteilung (f) im Bereich von 0.25 bis 0.75 liegt, dass die Dicke (d) des Leitelements (30) an der Hinterkante (21) im Bereich von 0.5 bis 5 mm, insbesondere bevorzugt im Bereich von 1.0 bis 2.5 mm liegt, und dass die Schlitzdicke (c) der Kühlluftkanäle (25) zwischen den Wänden (10,11) beim Austritt (21) im Bereich von 0.3 bis 2 mm, insbesondere im Bereich von 0.8 bis 1.5 mm beträgt. Method according to one of the preceding claims, characterized in that the choke ribs (24) parallel to the trailing edge (21) have a width (e) and are spaced apart by one pitch of the ribs (f) that the ratio of width (e) to rib spacing (f) in the range of 0.25 to 0.75 is that the thickness (d) of the guide element (30) at the trailing edge (21) in the range of 0.5 to 5 mm, preferably, in particular in the range of 1.0 to 2.5 mm, and that the slot thickness (c) of the cooling air ducts (25) between the walls (10,11) at the outlet (21) in the range of 0.3 to 2 mm, in particular in the range of 0.8 to 1.5 mm.
  11. Verfahren nach einem der vorangehenden Ansprüche, dadurch gekennzeichnet, dass es sich beim Leitelement um eine vor einem Turbinenrotor angeordnete Leitschaufel (30) handelt, und dass als Kühlmedium Luft verwendet wird. Method according to one of the preceding claims, characterized in that it is in the guide element about an axis arranged in front of a turbine rotor vane (30), and that is used as a cooling medium is air.
EP20000811043 1999-12-27 2000-11-07 Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge Active EP1113145B1 (en)

Priority Applications (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
DE1999163349 DE19963349A1 (en) 1999-12-27 1999-12-27 Shovel for gas turbines with throttle cross section at the rear edge
DE19963349 1999-12-27

Publications (2)

Publication Number Publication Date
EP1113145A1 true true EP1113145A1 (en) 2001-07-04
EP1113145B1 EP1113145B1 (en) 2006-04-05

Family

ID=7934726

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP20000811043 Active EP1113145B1 (en) 1999-12-27 2000-11-07 Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge

Country Status (3)

Country Link
US (1) US6481966B2 (en)
EP (1) EP1113145B1 (en)
DE (2) DE19963349A1 (en)

Cited By (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2009109462A1 (en) * 2008-03-07 2009-09-11 Alstom Technology Ltd Vane for a gas turbine
EP1715139A3 (en) * 2005-04-22 2010-04-07 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling
WO2010086419A1 (en) 2009-01-30 2010-08-05 Alstom Technology Ltd. Cooled vane for a gas turbine
EP2584145A1 (en) * 2011-10-20 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft A cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
EP2565382A3 (en) * 2011-08-30 2015-04-22 General Electric Company Airfoil with array of cooling pins

Families Citing this family (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1245785B1 (en) * 2001-03-26 2005-06-01 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil manufacturing method
US6974308B2 (en) * 2001-11-14 2005-12-13 Honeywell International, Inc. High effectiveness cooled turbine vane or blade
US6607356B2 (en) * 2002-01-11 2003-08-19 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
US6602047B1 (en) * 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US7014424B2 (en) 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US6932573B2 (en) 2003-04-30 2005-08-23 Siemens Westinghouse Power Corporation Turbine blade having a vortex forming cooling system for a trailing edge
US6902372B2 (en) * 2003-09-04 2005-06-07 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a turbine blade
US7175386B2 (en) * 2003-12-17 2007-02-13 United Technologies Corporation Airfoil with shaped trailing edge pedestals
US20050235492A1 (en) 2004-04-22 2005-10-27 Arness Brian P Turbine airfoil trailing edge repair and methods therefor
US20080031739A1 (en) * 2006-08-01 2008-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with customized convective cooling
US7722327B1 (en) 2007-04-03 2010-05-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Multiple vortex cooling circuit for a thin airfoil
US8070441B1 (en) 2007-07-20 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge cooling channels
US7934906B2 (en) * 2007-11-14 2011-05-03 Siemens Energy, Inc. Turbine blade tip cooling system
US20090148269A1 (en) * 2007-12-06 2009-06-11 United Technologies Corp. Gas Turbine Engines and Related Systems Involving Air-Cooled Vanes
US20110135446A1 (en) * 2009-12-04 2011-06-09 United Technologies Corporation Castings, Casting Cores, and Methods
US9249675B2 (en) * 2011-08-30 2016-02-02 General Electric Company Pin-fin array
US9366144B2 (en) * 2012-03-20 2016-06-14 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
US8951004B2 (en) * 2012-10-23 2015-02-10 Siemens Aktiengesellschaft Cooling arrangement for a gas turbine component
EP3039247A4 (en) * 2013-08-28 2016-12-14 United Technologies Corp Gas turbine engine airfoil crossover and pedestal rib cooling arrangement
EP3080416A4 (en) * 2013-12-12 2017-08-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling passage with asymmetrical pedestals
US20150184518A1 (en) * 2013-12-26 2015-07-02 Ching-Pang Lee Turbine airfoil cooling system with nonlinear trailing edge exit slots
US20160326884A1 (en) * 2015-05-08 2016-11-10 United Technologies Corporation Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
US20170114648A1 (en) * 2015-10-27 2017-04-27 General Electric Company Turbine bucket having cooling passageway
US9885243B2 (en) 2015-10-27 2018-02-06 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
US20180202294A1 (en) * 2017-01-19 2018-07-19 United Technologies Corporation Trailing Edge Configuration with Cast Slots and Drilled Filmholes

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4286924A (en) * 1978-01-14 1981-09-01 Rolls-Royce Limited Rotor blade or stator vane for a gas turbine engine
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
GB1605180A (en) * 1974-05-16 1983-01-26 Lls Royce Ltd Method for manufacturing a blade for a gas turbine engine
US4835958A (en) * 1978-10-26 1989-06-06 Rice Ivan G Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
US5864949A (en) * 1992-10-27 1999-02-02 United Technologies Corporation Tip seal and anti-contamination for turbine blades
EP0924383A2 (en) * 1997-12-17 1999-06-23 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling

Family Cites Families (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4173120A (en) * 1977-09-09 1979-11-06 International Harvester Company Turbine nozzle and rotor cooling systems
US5368441A (en) * 1992-11-24 1994-11-29 United Technologies Corporation Turbine airfoil including diffusing trailing edge pedestals
US5669759A (en) * 1995-02-03 1997-09-23 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced cooling
DE69718673T2 (en) * 1996-06-28 2003-05-22 United Technologies Corp Coolable vane structure for a gas turbine
US6139269A (en) * 1997-12-17 2000-10-31 United Technologies Corporation Turbine blade with multi-pass cooling and cooling air addition
US6179565B1 (en) * 1999-08-09 2001-01-30 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure
US6234754B1 (en) * 1999-08-09 2001-05-22 United Technologies Corporation Coolable airfoil structure

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1605180A (en) * 1974-05-16 1983-01-26 Lls Royce Ltd Method for manufacturing a blade for a gas turbine engine
US4292008A (en) * 1977-09-09 1981-09-29 International Harvester Company Gas turbine cooling systems
US4286924A (en) * 1978-01-14 1981-09-01 Rolls-Royce Limited Rotor blade or stator vane for a gas turbine engine
US4835958A (en) * 1978-10-26 1989-06-06 Rice Ivan G Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
US5864949A (en) * 1992-10-27 1999-02-02 United Technologies Corporation Tip seal and anti-contamination for turbine blades
EP0924383A2 (en) * 1997-12-17 1999-06-23 United Technologies Corporation Turbine blade with trailing edge root section cooling

Cited By (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1715139A3 (en) * 2005-04-22 2010-04-07 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling
EP2538029A1 (en) * 2005-04-22 2012-12-26 United Technologies Corporation Airfoil trailing edge cooling
WO2009109462A1 (en) * 2008-03-07 2009-09-11 Alstom Technology Ltd Vane for a gas turbine
US8182225B2 (en) 2008-03-07 2012-05-22 Alstomtechnology Ltd Blade for a gas turbine
WO2010086419A1 (en) 2009-01-30 2010-08-05 Alstom Technology Ltd. Cooled vane for a gas turbine
US8721281B2 (en) 2009-01-30 2014-05-13 Alstom Technology Ltd. Cooled blade for a gas turbine
EP2565382A3 (en) * 2011-08-30 2015-04-22 General Electric Company Airfoil with array of cooling pins
EP2584145A1 (en) * 2011-10-20 2013-04-24 Siemens Aktiengesellschaft A cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
WO2013056975A1 (en) * 2011-10-20 2013-04-25 Siemens Aktiengesellschaft A cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine
US9896942B2 (en) 2011-10-20 2018-02-20 Siemens Aktiengesellschaft Cooled turbine guide vane or blade for a turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date Type
US6481966B2 (en) 2002-11-19 grant
DE50012523D1 (en) 2006-05-18 grant
EP1113145B1 (en) 2006-04-05 grant
US20010012484A1 (en) 2001-08-09 application
DE19963349A1 (en) 2001-06-28 application

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1188902A1 (en) Impingement cooled wall
EP0950463A1 (en) Non-circular cooling hole and method of manufacturing the same
DE19944923A1 (en) Turbine blade for rotor of gas turbine; has blade crown with cap having bars and hollow spaces inside bars connected to cooling channels to supply cooling air to inside of bars
EP1191189A1 (en) Gas turbine blades
EP1741877A1 (en) Heat shield and stator vane for a gas turbine
DE4320180A1 (en) Rotor unit for axial flow turbo-engine - with constant profile variation of fluid passage between rotor core and outer jacket
EP0798447A2 (en) Turbomachine blade
DE19904229A1 (en) Cooled turbine blade has shroud formed by sealing rib with integrated cooling channels connected to coolant channel in blade
EP0937862A2 (en) Blade form for axial turbines
EP1270873A2 (en) Gas turbine blade
DE10129975A1 (en) Casting mold used for optimizing the hollow space geometry of a core of a gas turbine blade comprises an upper mold and a lower mold with inserts to modify regions of the contour sections
EP1109993B1 (en) Exhaust gas purification device
EP1267040A2 (en) Gas turbine blade
DE10355347A1 (en) Nozzle assembly forming strands of viscoelastic polymer or dough, has partitions with upstream cutting edge between each pair of nozzle channels
EP1041246A1 (en) Casted gas turbine blade with inner cooling, method and device for manufacturing a manifold of the gas turbine blade
EP0985802A1 (en) Film cooling orifice and it's method of manufacture
DE3310529A1 (en) Means for cooling the rotor of a gas turbine
EP0745809A1 (en) Vortex generator for combustion chamber
EP1013884A2 (en) Turbine blade with actively cooled head platform
EP1536102A2 (en) Rotor for a steam turbine
DE10336863A1 (en) Thermal turbo-machine e.g. gas turbine, has at least two adjacent turbine vanes, and continuous cover band that extends in rear part of vane to smallest cross-section region of maximum plus/minus 3 per cent of chord length
EP0902167A1 (en) Cooling device for gas turbine components
DE102007037208A1 (en) Turbine blade has insertion sleeve for cooling turbine blade, where insertion sleeve has inlet for cooling agent and perforated wall sections for withdrawing cooling agent
DE10306915A1 (en) Seal for use between segments of gas turbine shrouds comprises strip with apertures for passage of gas in pattern designed so that when strip shifts sideways their free cross-section remains constant
EP1806168A1 (en) Steam strainer

Legal Events

Date Code Title Description
AX Request for extension of the european patent to

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

AK Designated contracting states:

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): DE GB

RAP1 Transfer of rights of an ep published application

Owner name: ALSTOM

17P Request for examination filed

Effective date: 20011214

AKX Payment of designation fees

Free format text: DE GB

RAP1 Transfer of rights of an ep published application

Owner name: ALSTOM (SWITZERLAND) LTD

RAP1 Transfer of rights of an ep published application

Owner name: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

17Q First examination report

Effective date: 20040507

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

REF Corresponds to:

Ref document number: 50012523

Country of ref document: DE

Date of ref document: 20060518

Kind code of ref document: P

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

Effective date: 20060607

26N No opposition filed

Effective date: 20070108

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R082

Ref document number: 50012523

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: 50012523

Country of ref document: DE

Owner name: GENERAL ELECTRIC TECHNOLOGY GMBH, CH

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

Ref country code: DE

Ref legal event code: R081

Ref document number: 50012523

Country of ref document: DE

Owner name: ANSALDO ENERGIA IP UK LIMITED, GB

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

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: R082

Ref document number: 50012523

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: 50012523

Country of ref document: DE

Owner name: ANSALDO ENERGIA IP UK LIMITED, GB

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

PGFP Postgrant: annual fees paid to national office

Ref country code: DE

Payment date: 20171121

Year of fee payment: 18

PGFP Postgrant: annual fees paid to national office

Ref country code: GB

Payment date: 20171123

Year of fee payment: 18