EP1219787B1 - Gas turbine blade and gas turbine - Google Patents

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EP1219787B1
EP1219787B1 EP00128576A EP00128576A EP1219787B1 EP 1219787 B1 EP1219787 B1 EP 1219787B1 EP 00128576 A EP00128576 A EP 00128576A EP 00128576 A EP00128576 A EP 00128576A EP 1219787 B1 EP1219787 B1 EP 1219787B1
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EP
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gas turbine
vane
blade
turbine blade
platform
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Peter Tiemann
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Siemens AG
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Publication date
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Priority to EP00128576A priority patent/EP1219787B1/en
Priority to CA002366184A priority patent/CA2366184A1/en
Priority to JP2001391104A priority patent/JP4125891B2/en
Priority to US10/032,926 priority patent/US6652228B2/en
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    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • 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
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/14—Casings modified therefor
    • F01D25/145—Thermally insulated casings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
    • F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2300/601—Fabrics

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine blade with a Airfoil and one adjacent to the airfoil Platform area for delimiting a hot gas channel Gas turbine, in which the Gastubinenschaufel can be installed.
  • the invention also relates to a gas turbine with such Gas turbine blade.
  • a gas turbine blade is apparent from DE 26 28 807 A.
  • the gas turbine blade is directed along a blade axis and has an airfoil along the blade axis and a platform area. Extends in the platform area transverse to the blade axis a platform from the blade away radially outward.
  • Such a platform forms one Part of a flow channel for a working fluid, which flows through a gas turbine, in which the turbine blade installed is.
  • a gas turbine occur in this flow channel very high temperatures. This will cause the hot gas exposed surface of the platform heavily thermally stressed. This requires cooling of the platform.
  • For cooling the platform is in front of the side facing away from the hot gas the platform arranged a perforated wall element.
  • the object of the invention is the specification of a gas turbine blade, which has a particularly low demand for cooling air.
  • Another object of the invention is the specification of a Gas turbine with a particularly low demand for cooling air.
  • the object directed to a gas turbine blade is achieved according to the invention solved by specifying a gas turbine blade with an airfoil and one adjacent to the airfoil Platform area for delimiting a hot gas channel a gas turbine, in which the gas turbine blade can be installed is, wherein the platform area has a metal platform, on a ceramic cover by means of a mechanical Fastener rests fastened.
  • the hot gas duct limiting platform of a gas turbine blade with a mechanically attached, ceramic cover to provide.
  • the metal platform becomes effective in front of the hot gas channel shielded by flowing hot gas. Accordingly, the Metal platform significantly less cooled. In certain circumstances may even be based entirely on cooling the metal platform be waived. This has a significantly reduced need Cooling air result, which in turn the efficiency of a Gas turbine increases, in which the gas turbine blade installed is.
  • the gas turbine blade of the proposed type is also also very easy to produce, as a conventional gas turbine blade only in terms of their radial dimensioning something has to be changed so that the ceramic cover flush with the hot gas duct.
  • the gas turbine blade otherwise it can be made as usual especially by casting.
  • the ceramic cover can be later by means of the mechanical fastener on the Metal platform can be placed and fastened.
  • the object directed to a gas turbine solved by specifying a gas turbine with a gas turbine shovel according to one of the embodiments described above.
  • the gas turbine blade is in the axial direction a flow channel of the gas turbine between two blades arranged, wherein the second ceramic cover extends in the axial direction just so far that they do not is striped by one of the blades. This will securely prevents the ceramic cover from passing through each here adjacent, rotating past her blades is damaged by rubbing.
  • FIG. 1 shows schematically a gas turbine 1.
  • the gas turbine 1 has a compressor 3 connected in series, one Combustion chamber 5 and a turbine part 7.
  • the turbine part 7 has a hot gas channel 9.
  • Guide vanes 11 arranged and with a housing 8 of the turbine part 7 connected.
  • Blades 13 arranged with a gas turbine rotor 15 are connected.
  • air is in the Compressor 3 compressed and the combustion chamber 5 fed. There it is burnt with the addition of fuel.
  • the resulting hot exhaust gas 17 then flows through the hot gas channel 9 and offset the gas turbine rotor 15 at a Action on the blades 13 in rotation.
  • FIG. 2 shows a section of a hot gas channel 9 a Gas turbine 1.
  • Hot gas entering from the combustion chamber 17 is introduced into the hot gas channel 9 via a first guide vane 11a initiated.
  • the first vane 11a is not part of one further illustrated first vane ring.
  • the first Guide vane 11a follows in the flow direction of the hot gas 17th a first blade 13a.
  • the first blade 13a follows in the flow direction of the hot gas 17, a second vane 11b.
  • the second vane 11b follows in the flow direction of the hot gas 17, a second blade 13b.
  • In the hot gas duct 9 still further blade stages can follow.
  • the first vane 11a is over a mounting area 21 a connected to the housing 8 of the gas turbine 1.
  • a platform area 22 closes with a metal platform 23a.
  • the metal platform 23a has a surface 25a facing the hot gas channel 9.
  • a ceramic cover 27a on the surface 25a. The attachment of the ceramic cover 27a becomes later explained with reference to FIG.
  • the second vane 11b is analogous to theirs Attachment 21b connected to the housing 8 and has also on its metal platform 23b, a ceramic cover 27b on.
  • the second vane 11b is adjacent to the ceramic cover 27b a hot gas channel 9 passing through Airfoil 24b on.
  • the airfoil 24b becomes on the radially inner side by a second ceramic Cover 47 limited, which on the hot gas channel.
  • 9 facing side 48 of a second metal platform 41 rests, which is associated with a second platform area 42.
  • the second metal platform 41 is adjacent to a réelleringverhakung 43, which carries an inner ring 45.
  • the thermally very resistant ceramic Covers 27 a, 27 b, 47 practically do not have to be cooled by cooling air. Also for the metal platforms 23a, 23b, 41 largely eliminates the need for cooling. As a result, the cooling air requirement for the gas turbine. 1 considerably lowered. This in turn has an increase in efficiency for the gas turbine 1 result.
  • a mechanical Attachment of the ceramic covers 27a, 27b, 47 to the metal platforms 23a, 23b, 41 also results in a manufacturing technology very cheap and simple design, the also in a simple manner by replacing the ceramic Covers 27a, 27b, 47 in a later service quickly and can be maintained inexpensively.
  • the ceramic cover 47 has an axial length L, the just dimensioned is that the adjacent blades Do not stain 13a, 13b. This excludes that the rotating blades 13a, 13b, the ceramic cover 47 damage.
  • the ceramic covers 27a, 27b, 47 consist in their main body of mullite and also have a sealing outer sealing layer 50 on, which prevents a detachment of solid particles. Such Solid particles could otherwise erode Effect on the arranged in the hot gas duct 9 gas turbine blades 11, 13 have.
  • Each ceramic cover 27a, 27b, 47 also has an integral mat 52, which in the ceramic Basic body is poured.
  • Figure 3 shows a gas turbine vane 11.
  • the gas turbine vane 11 corresponds to the gas turbine guide vane 11b from Figure 2.
  • Closer shown is the structure of the ceramic Cover 27. This consists of two halves 27d, 27s. there the one half 27d adjoins a pressure side 63 of the airfoil 24 on. The second half 27s is adjacent to a suction side 61 of the airfoil 24 at.
  • the ceramic cover 27 has on its narrow sides one of these narrow sides circumferential Longitudinal groove 65 on.
  • the second ceramic cover 47 is in FIG divided two halves 47d, 47s and also has a circumferential groove 65 on.
  • the attachment area 21 corresponds the mounting portion 21b of Figure 2.
  • the metal platform 23 with its hot gas channel side surface 25 corresponds the metal platform 23b with its hot gas channel side surface 25b from FIG. 2.
  • FIG. 4 shows how a ceramic cover 27 is connected to the gas turbine guide vane 11. At least with its the airfoil 24 facing narrow side 67 the ceramic cover 27 via the groove 65 in engagement with a mechanical fastener 71, which serves as a resilient Sheet metal is connected to the metal platform 23.
  • a mechanical fastener 71 which serves as a resilient Sheet metal is connected to the metal platform 23.

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  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenschaufel mit einem Schaufelblatt und einem an das Schaufelblatt angrenzenden Plattformbereich zur Begrenzung eines Heißgaskanales einer Gasturbine, in die die Gastubinenschaufel einbaubar ist. Die Erfindung betrifft auch eine Gasturbine mit einer solchen Gasturbinenschaufel.The invention relates to a gas turbine blade with a Airfoil and one adjacent to the airfoil Platform area for delimiting a hot gas channel Gas turbine, in which the Gastubinenschaufel can be installed. The The invention also relates to a gas turbine with such Gas turbine blade.

Eine Gasturbinenschaufel geht hervor aus der DE 26 28 807 A. Die Gasturbinenschaufel ist entlang einer schaufelachse gerichtet und weist entlang der Schaufelachse ein Schaufelblatt und einen Plattformbereich auf. Im Plattformbereich erstreckt sich quer zur Schaufelachse eine Plattform vom Schaufelblatt weg radial nach außen. Eine solche Plattform bildet einen Teil eines Strömungskanales für ein Arbeitsfluid, welches eine Gasturbine durchströmt, in die die Turbinenschaufel eingebaut ist. Bei einer Gasturbine treten in diesem Strömungskanal sehr hohe Temperaturen auf. Dadurch wird die dem Heißgas ausgesetzte Oberfläche der Plattform stark thermisch belastet. Dies erfordert eine Kühlung der Plattform. Zur Kühlung der Plattform ist vor der dem Heißgas abgewandten Seite der Plattform ein gelochtes Wandelement angeordnet. Über die Löcher in dem Wandelement tritt Kühlluft hindurch und trifft auf die dem Heißgas abgewandte Seite der Plattform. Bei einer Gasturbine wird Kühlluft für zu kühlende Bauteile in der Regel von einem Verdichter abgezweigt, der verdichtete Luft für die Verbrennung in der Gasturbine erzeugt. Durch die Abzweigung von Kühlluft wird die der Verbrennung zuführbare Luftmenge reduziert. Hierdurch wird der Wirkungsgrad der Gasturbine verringert. Dementsprechend ist man bestrebt, den Kühlluftverbrauch bei einer Gasturbine möglichst gering zu halten. Aus dem PATENT ABSTRACTS OF JAPAN Bd. 014, Nr. 060 (M-0931), 5. Februar 1990 (1990-02-05)-& JP 01 285603 A (KOBE STEEL LTD), 16. November 1989 (1989-11-16) ist außerdem eine Schaufel bekannt, auf der eine keramische Beschichtung aufgebracht wurde. A gas turbine blade is apparent from DE 26 28 807 A. The gas turbine blade is directed along a blade axis and has an airfoil along the blade axis and a platform area. Extends in the platform area transverse to the blade axis a platform from the blade away radially outward. Such a platform forms one Part of a flow channel for a working fluid, which flows through a gas turbine, in which the turbine blade installed is. In a gas turbine occur in this flow channel very high temperatures. This will cause the hot gas exposed surface of the platform heavily thermally stressed. This requires cooling of the platform. For cooling the platform is in front of the side facing away from the hot gas the platform arranged a perforated wall element. About the Holes in the wall element pass cooling air and strike on the side facing away from the hot gas of the platform. At a Gas turbine is cooling air for components to be cooled in the rule branched off from a compressor, the compressed air for generates the combustion in the gas turbine. Through the junction Cooling air becomes the amount of air that can be supplied to the combustion reduced. As a result, the efficiency of the gas turbine reduced. Accordingly, one strives to reduce the cooling air consumption to keep as low as possible in a gas turbine. From PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 014, no. 060 (M-0931), 5. February 1990 (1990-02-05) - & JP 01 285603 A (KOBE STEEL LTD), 16. November 1989 (1989-11-16) also discloses a shovel on which a ceramic coating was applied.

Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Gasturbinenschaufel, die einen besonders niedrigen Bedarf an Kühlluft aufweist. Weitere Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Gasturbine mit einem besonders niedrigen Bedarf an Kühlluft.The object of the invention is the specification of a gas turbine blade, which has a particularly low demand for cooling air. Another object of the invention is the specification of a Gas turbine with a particularly low demand for cooling air.

Die auf eine Gasturbinenschaufel gerichtete Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch Angabe einer Gasturbinenschaufel mit einem Schaufelblatt und einem an das Schaufelblatt angrenzenden Plattformbereich zur Begrenzung eines Heißgaskanales einer Gasturbine, in die die Gasturbinenschaufel einbaubar ist, wobei der Plattformbereich eine Metallplattform aufweist, auf der eine keramische Abdeckung mittels eines mechanischen Befestigungsmittels befestigt aufliegt.The object directed to a gas turbine blade is achieved according to the invention solved by specifying a gas turbine blade with an airfoil and one adjacent to the airfoil Platform area for delimiting a hot gas channel a gas turbine, in which the gas turbine blade can be installed is, wherein the platform area has a metal platform, on a ceramic cover by means of a mechanical Fastener rests fastened.

Mit der Erfindung wird der völlig neue Weg eingeschlagen, die den Heißgaskanal begrenzende Plattform einer Gasturbinenschaufel mit einer mechanisch befestigten, keramischen Abdeckung zu versehen. Durch eine solche keramische Abdeckung wird die Metallplattform wirksam vor dem den Heißgaskanal durchströmenden Heißgas abgeschirmt. Dementsprechend muß die Metallplattform deutlich weniger gekühlt werden. Unter Umständen kann sogar ganz auf eine Kühlung der Metallplattform verzichtet werden. Dies hat einen erheblich reduzierten Bedarf an Kühlluft zur Folge, was wiederum den Wirkungsgrad einer Gasturbine steigert, in die die Gasturbinenschaufel eingebaut ist.With the invention of the completely new way is taken, the the hot gas duct limiting platform of a gas turbine blade with a mechanically attached, ceramic cover to provide. Through such a ceramic cover The metal platform becomes effective in front of the hot gas channel shielded by flowing hot gas. Accordingly, the Metal platform significantly less cooled. In certain circumstances may even be based entirely on cooling the metal platform be waived. This has a significantly reduced need Cooling air result, which in turn the efficiency of a Gas turbine increases, in which the gas turbine blade installed is.

Die Gasturbinenschaufel der vorgeschlagenen Art ist zudem auch sehr einfach herstellbar, da eine konventionelle Gasturbinenschaufel lediglich hinsichtlich ihrer radialen Dimensionierung etwas verändert werden muß, sodaß die keramische Abdeckung sich bündig in den Heißgaskanal einfügt. Die Gasturbinenschaufel kann ansonsten wie üblich gefertigt werden, insbesondere durch Gießen. Die keramische Abdeckung kann später mittels des mechanischen Befestigungselementes auf die Metallplattform aufgelegt und befestigt werden. Insbesondere ist es möglich, solche Gasturbinenschaufeln in einem Schaufelkranz in die Gasturbine einzubauen und dabei die keramische Abdeckung stückweise mit jeder eingebauten Gasturbinenschaufel anzufügen, sodaß sich schließlich ein kompletter, die keramischen Abdeckungen zusätzlich gegen ein Herausfallen verspannender, verschlossener Schaufelkranz ergibt.The gas turbine blade of the proposed type is also also very easy to produce, as a conventional gas turbine blade only in terms of their radial dimensioning something has to be changed so that the ceramic cover flush with the hot gas duct. The gas turbine blade otherwise it can be made as usual especially by casting. The ceramic cover can be later by means of the mechanical fastener on the Metal platform can be placed and fastened. Especially it is possible to have such gas turbine blades in a blade ring to install in the gas turbine while the ceramic Cover piecewise with each built-in gas turbine bucket add, so that finally a complete, the ceramic covers additionally against falling out Tightening, closed blade ring yields.

Die keramische Abdeckung kann durch das einfache Auflegen auf die Metallplattform und das Befestigen mittels des Befestigungselementes später auch in einfacher Weise ausgetauscht werden, etwa beim routinemäßigen Service.

  • a) Vorzugsweise besteht die keramische Abdeckung aus zwei Hälften. Weiter bevorzugt grenzt dabei eine Hälfte an eine Saugseite des Schaufelblattes und die andere Hälfte an eine Druckseite des Schaufelblattes an. Das Aufbringen der keramischen Abdeckung gestaltet sich hierbei besonders einfach, da die beiden Hälften der keramischen Abdeckung einfach um das Schaufelblatt herum angefügt werden.
  • b) Vorzugsweise ist das mechanische Befestigungsmittel eine mit der Gasturbinenschaufel fest verbundene Feder. Somit wird durch das Befestigungsmittel eine federnde Befestigung der keramischen Abdeckung erreicht. Dies hat insbesondere den Vorteil, daß Schwingungen der Gasturbinenschaufel allenfalls gedämpft auf die keramische Abdeckung übertragen werden, wodurch eine Bruchgefahr für die keramische Abdeckung vermindert wird. Weiter bevorzugt greift die Feder dabei in eine Nut der keramischen Abdeckung ein, welche Nut entlang einer an das Schaufelblatt angrenzenden Schmalseite verläuft.
  • c) Bevorzugt ist ein Fixiersockel auf der Metallplattform angeordnet, der in die keramische Abdeckung eingreift. Durch einen solchen Fixiersockel wird die keramische Abdeckung gegenüber einem Verrutschen auf der Metallplattform zusätzlich zur Befestigung mittels des Befestigungselementes fixiert.
  • d) Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel als eine Leitschaufel ausgebildet, die einen zweiten Plattformbereich aufweist, der das Schaufelblatt zusammen mit dem Plattformbereich einschließt und dem Plattformbereich gegenüberliegt. Der zweite Plattformbereich weist eine zweite Metallplattform auf, auf der eine zweite keramische Abdeckung mittels eines zweiten mechanischen Befestigungsmittels befestigt aufliegt. Eine Gasturbinenleitschaufel weist üblicherweise zwei Plattformbereiche auf. Der eine Plattformbereich grenzt an eine Verhakung der Gasturbinenleitschaufel an, mit der die Gasturbinenleitschaufel in einem Gehäuse einer Gasturbine verhakt wird. Der zweite Plattformbereich grenzt den Heißgaskanal gegenüber einem Gasturbinenrotor ab. Beide Plattformbereiche können mit einer keramischen Abdeckung versehen werden.
  • e) Vorzugsweise weist die keramische Abdeckung eine integrale Matte auf, durch die bei einem Bruch der Abdeckung die Bruchstücke in einem Verbund gehalten werden. Keramik ist erheblich spröder als Metall und unterliegt der Gefahr eines Zerspringens etwa beim Auftreffen eines im Heißgaskanal strömenden Festkörpers. Bei einem Bruch der keramischen Abdeckung könnten Bruchstücke in den Heißgaskanal gelangen und im Heißgaskanal folgende Turbinenschaufelstufen beschädigen. Durch die integrale Matte der keramischen Abdeckung wird dies verhindert. Bei einem Bruch der keramischen Abdeckung werden die Bruchstücke durch die Matte zusammengehalten. Die Matte kann z. B. in die keramische Abdeckung eingefügt sein, z. B. durch ein Eingießen bei der Herstellung der keramischen Abdeckung. Die Matte kann aber auch an einer Unterseite der keramischen Abdeckung angefügt sein.
  • f) Vorzugsweise weist die keramische Abdeckung Mullit auf. Mullit ist ein besonders geeignetes Material mit besonders günstigen Eigenschaften hinsichtlich einer thermischen Beständigkeit und auch hinsichtlich einer Oxidations- und Korrosionsfestigkeit.
  • g) Vorzugsweise weist die keramische Abdeckung eine äußere Versiegelung gegen eine Partikelablösung auf. Die keramische Abdeckung kann aus einem keramischen Grundkörper bestehen, der an seiner Oberfläche dazu neigt, Festkörperpartikel freizusetzen. Die können im nachfolgenden Heißgaskanal eine erodierende Wirkung auf die dort folgenden Gasturbinenschaufeln haben. Mittels einer Versiegelungsschicht wird dieser Partikelablösung entgegengewirkt.
    • The ceramic cover can be exchanged by simply laying on the metal platform and attaching by means of the fastener later in a simple manner, such as the routine service.
  • a) Preferably, the ceramic cover consists of two halves. More preferably, one half adjoins a suction side of the airfoil and the other half adjoins a pressure side of the airfoil. The application of the ceramic cover is particularly simple because the two halves of the ceramic cover are simply added around the blade.
  • b) Preferably, the mechanical fastener is a spring fixedly connected to the gas turbine blade. Thus, a resilient attachment of the ceramic cover is achieved by the fastening means. This has the particular advantage that vibrations of the gas turbine blade are at most attenuated transferred to the ceramic cover, whereby a risk of breakage of the ceramic cover is reduced. More preferably, the spring engages in a groove of the ceramic cover, which groove extends along a narrow side adjacent to the blade leaf.
  • c) Preferably, a fixing base is arranged on the metal platform, which engages in the ceramic cover. By such a Fixiersockel the ceramic cover is fixed against slipping on the metal platform in addition to the attachment by means of the fastener.
  • d) Preferably, the gas turbine blade is formed as a vane having a second platform portion enclosing the airfoil together with the platform portion and facing the platform portion. The second platform region has a second metal platform on which a second ceramic cover rests secured by means of a second mechanical fastening means. A gas turbine guide vane typically has two platform areas. The one platform region adjoins an entanglement of the gas turbine guide vane, with which the gas turbine guide vane is hooked in a housing of a gas turbine. The second platform area separates the hot gas duct from a gas turbine rotor. Both platform areas can be provided with a ceramic cover.
  • e) Preferably, the ceramic cover has an integral mat through which the fragments are held in a composite at a fraction of the cover. Ceramic is considerably more brittle than metal and is subject to the risk of cracking, for example, when hitting a solid flowing in the hot gas channel. If the ceramic cover breaks, fragments could enter the hot gas duct and damage the following turbine blade stages in the hot gas duct. This is prevented by the integral mat of the ceramic cover. If the ceramic cover breaks, the fragments are held together by the mat. The mat can z. B. be inserted into the ceramic cover, z. B. by pouring in the manufacture of the ceramic cover. However, the mat can also be attached to an underside of the ceramic cover.
  • f) Preferably, the ceramic cover has mullite. Mullite is a particularly suitable material with particularly favorable properties in terms of thermal resistance and also in terms of oxidation and corrosion resistance.
  • g) Preferably, the ceramic cover has an outer seal against particle separation. The ceramic cover may consist of a ceramic base body which tends on its surface to release solid particles. In the subsequent hot gas duct, they can have an eroding effect on the gas turbine blades following there. By means of a sealing layer of this particle separation is counteracted.

    • Die in den Absätzen a) bis g) beschriebenen Ausführungen können miteinander auch in beliebiger Weise kombiniert werden.The embodiments described in paragraphs a) to g) can be combined with each other in any way.

    Erfindungsgemäß wird die auf eine Gasturbine gerichtete Aufgabe gelöst durch Angabe einer Gasturbine mit einer Gasturbinenschäufel nach einer der oben beschriebenen Ausführungen.According to the invention, the object directed to a gas turbine solved by specifying a gas turbine with a gas turbine shovel according to one of the embodiments described above.

    Die Vorteile für eine solche Gasturbine ergeben sich entsprechend den obigen Ausführungen zu den Vorteilen der Gasturbinenschaufel.The advantages for such a gas turbine arise accordingly the above statements on the advantages of the gas turbine blade.

    Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel in axialer Richtung eines Strömungskanals der Gasturbine zwischen zwei Laufschaufeln angeordnet, wobei sich die zweite keramische Abdeckung in axialer Richtung gerade soweit erstreckt, daß sie nicht von einer der Laufschaufeln gestreift wird. Hierdurch wird sicher verhindert, daß die keramische Abdeckung durch die jeweils hier benachbarten, an ihr vorbei rotierenden Laufschaufeln durch ein Anstreifen beschädigt wird.Preferably, the gas turbine blade is in the axial direction a flow channel of the gas turbine between two blades arranged, wherein the second ceramic cover extends in the axial direction just so far that they do not is striped by one of the blades. This will securely prevents the ceramic cover from passing through each here adjacent, rotating past her blades is damaged by rubbing.

    Die Erfindung wird beispielhaft anhand der Zeichnungen näher erläutert. Es zeigen teilweise schematisch und nicht maßstäblich

    • Figur 1 eine Gasturbine,
    • Figur 2 einen Teil eines Heißgaskanales einer Gasturbine,
    • Figur 3 eine Gasturbinenleitschaufel und
    • Figur 4 die Befestigung einer keramischen Abdeckung.
    The invention will be explained in more detail by way of example with reference to the drawings. They show partly schematic and not to scale
    • FIG. 1 shows a gas turbine,
    • FIG. 2 shows a part of a hot gas duct of a gas turbine,
    • 3 shows a gas turbine guide vane and
    • Figure 4, the attachment of a ceramic cover.

    Die gleichen Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference numerals have in the various figures the same meaning.

    Figur 1 zeigt schematisch eine Gasturbine 1. Die Gasturbine 1 weist hintereinandergeschaltet einen Verdichter 3, eine Brennkammer 5 und ein Turbinenteil 7 auf. Das Turbinenteil 7 weist einen Heißgaskanal 9 auf. In dem Heißgaskanal 9 sind Leitschaufeln 11 angeordnet und mit einem Gehäuse 8 des Turbinenteils 7 verbunden. Entlang dem Heißgaskanal 9 sind in dem Heißgaskanal 9 abweschselnd mit den Leitschaufeln 11 auch Laufschaufeln 13 angeordnet, die mit einem Gasturbinenrotor 15 verbunden sind. Im Betrieb der Gasturbine 1 wird Luft im Verdichter 3 verdichtet und der Brennkammer 5 zugeleitet. Dort wird sie unter Zugabe von Brennstoff verbrannt. Das entstehende heiße Abgas 17 strömt anschließend durch den Heißgaskanal 9 und versetzt den Gasturbinenrotor 15 bei einer Einwirkung auf die Laufschaufeln 13 in Rotation. Das sehr heiße Heißgas 17 beansprucht die im Heißgaskanal 9 angeordneten Gasturbinenschaufeln 11, 13 thermisch sehr stark. Aus diesem Grunde werden die Gasturbinenschaufeln 11, 13 mit Luft aus dem Verdichter 3 von innen gekühlt. Diese Kühlluft aus dem Verdichter 3 steht einer Verbrennung in der Brennkammer 5 nicht mehr zur Verfügung. Hierdurch sinkt der Wirkungsgrad der Gasturbine 1. Eine wirkungsvolle Maßnahme zur Einsparung von Kühlluft wird näher anhand der Figuren 2 bis 4 erläutert.FIG. 1 shows schematically a gas turbine 1. The gas turbine 1 has a compressor 3 connected in series, one Combustion chamber 5 and a turbine part 7. The turbine part 7 has a hot gas channel 9. In the hot gas channel 9 are Guide vanes 11 arranged and with a housing 8 of the turbine part 7 connected. Along the hot gas channel 9 are in the hot gas channel 9 abweschselnd with the guide vanes 11 also Blades 13 arranged with a gas turbine rotor 15 are connected. During operation of the gas turbine 1, air is in the Compressor 3 compressed and the combustion chamber 5 fed. There it is burnt with the addition of fuel. The resulting hot exhaust gas 17 then flows through the hot gas channel 9 and offset the gas turbine rotor 15 at a Action on the blades 13 in rotation. That very hot hot gas 17 claims the arranged in the hot gas duct 9 Gas turbine blades 11, 13 thermally very strong. Out For this reason, the gas turbine blades 11, 13 with air cooled from the compressor 3 from the inside. This cooling air out the compressor 3 is a combustion in the combustion chamber. 5 no longer available. This reduces the efficiency the gas turbine 1. An effective measure to save of cooling air is explained in more detail with reference to Figures 2 to 4.

    Figur 2 zeigt einen Ausschnitt eines Heißgaskanales 9 einer Gasturbine 1. Aus der Brennkammer eintretendes Heißgas 17 wird in den Heißgaskanal 9 über eine erste Leitschaufel 11a eingeleitet. Die erste Leitschaufel 11a ist Teil eines nicht weiter dargestellten ersten Leitschaufelkranzes. Der ersten Leitschaufel 11a folgt in Strömungsrichtung des Heißgases 17 eine erste Laufschaufel 13a. Der ersten Laufschaufel 13a folgt in Strömungsrichtung des Heißgases 17 eine zweite Leitschaufel 11b. Der zweiten Leitschaufel 11b folgt in Strömungsrichtung des Heißgases 17 eine zweite Laufschaufel 13b. Im Heißgaskanal 9 können noch weitere Schaufelstufen folgen. Figure 2 shows a section of a hot gas channel 9 a Gas turbine 1. Hot gas entering from the combustion chamber 17 is introduced into the hot gas channel 9 via a first guide vane 11a initiated. The first vane 11a is not part of one further illustrated first vane ring. The first Guide vane 11a follows in the flow direction of the hot gas 17th a first blade 13a. The first blade 13a follows in the flow direction of the hot gas 17, a second vane 11b. The second vane 11b follows in the flow direction of the hot gas 17, a second blade 13b. In the hot gas duct 9 still further blade stages can follow.

    Die erste Leitschaufel 11a ist über einen Befestigungsbereich 21a mit dem Gehäuse 8 der Gasturbine 1 verbunden. An den Befestigungsbereich 21a schließt sich ein Plattformbereich 22 mit einer Metallplattform 23a an. Die Metallplattform 23a weist eine dem Heißgaskanal 9 zugewandte Oberfläche 25a auf. Auf der Oberfläche 25a liegt eine keramische Abdeckung 27a auf. Die Befestigung der keramischen Abdeckung 27a wird später anhand von Figur 4 erläutert.The first vane 11a is over a mounting area 21 a connected to the housing 8 of the gas turbine 1. To the attachment area 21a, a platform area 22 closes with a metal platform 23a. The metal platform 23a has a surface 25a facing the hot gas channel 9. On the surface 25a is a ceramic cover 27a on. The attachment of the ceramic cover 27a becomes later explained with reference to FIG.

    Die zweite Leitschaufel 11b ist in analoger Weise über ihren Befestigungsbereich 21b mit dem Gehäuse 8 verbunden und weist ebenfalls auf ihrer Metallplattform 23b eine keramische Abdeckung 27b auf. Die zweite Leitschaufel 11b weist angrenzend an die keramische Abdeckung 27b ein den Heißgaskanal 9 durchsetzendes Schaufelblatt 24b auf. Das Schaufelblatt 24b wird auf der radial innenliegenden Seite durch eine zweite keramische Abdeckung 47 begrenzt, welche auf der dem Heißgaskanal 9 zugewandten Seite 48 einer zweiten Metallplattform 41 aufliegt, die einem zweiten Plattformbereich 42 zugeordnet ist. Die zweite Metallplattform 41 grenzt an eine Innenringverhakung 43 an, die einen Innenring 45 trägt. In analoger Weise ist auch die radial innenliegende Seite der ersten Leitschaufel 11a ausgestaltet.The second vane 11b is analogous to theirs Attachment 21b connected to the housing 8 and has also on its metal platform 23b, a ceramic cover 27b on. The second vane 11b is adjacent to the ceramic cover 27b a hot gas channel 9 passing through Airfoil 24b on. The airfoil 24b becomes on the radially inner side by a second ceramic Cover 47 limited, which on the hot gas channel. 9 facing side 48 of a second metal platform 41 rests, which is associated with a second platform area 42. The second metal platform 41 is adjacent to a Innenringverhakung 43, which carries an inner ring 45. In an analogous way is also the radially inner side of the first vane 11a designed.

    Durch die keramischen Abdeckungen 27a, 27b, 47 werden die jeweils darunterliegenden Metallplattformen 23a, 23b, 41 vor dem Heißgas 17 geschützt. Die thermisch sehr beständigen keramischen Abdeckungen 27 a, 27b, 47 müssen praktisch nicht durch Kühlluft gekühlt werden. Auch für die Metallplattformen 23a, 23b, 41 entfällt weitgehend die Notwendigkeit einer Kühlung. Hierdurch wird der Kühlluftbedarf für die Gasturbine 1 erheblich gesenkt. Dies hat wiederum eine Wirkungsgradsteigerung für die Gasturbine 1 zur Folge. Durch eine mechanische Anfügung der keramischen Abdeckungen 27a, 27b, 47 an die Metallplattformen 23a, 23b, 41 ergibt sich zudem eine fertigungstechnisch sehr günstige und einfache Ausgestaltung, die auch in einfacher Weise durch ein Austauschen der keramischen Abdeckungen 27a, 27b, 47 in einem späteren Service schnell und kostengünstig gewartet werden kann.Through the ceramic covers 27a, 27b, 47 are each underlying metal platforms 23a, 23b, 41 protected the hot gas 17. The thermally very resistant ceramic Covers 27 a, 27 b, 47 practically do not have to be cooled by cooling air. Also for the metal platforms 23a, 23b, 41 largely eliminates the need for cooling. As a result, the cooling air requirement for the gas turbine. 1 considerably lowered. This in turn has an increase in efficiency for the gas turbine 1 result. Through a mechanical Attachment of the ceramic covers 27a, 27b, 47 to the metal platforms 23a, 23b, 41 also results in a manufacturing technology very cheap and simple design, the also in a simple manner by replacing the ceramic Covers 27a, 27b, 47 in a later service quickly and can be maintained inexpensively.

    Die keramische Abdeckung 47 weist eine axiale Länge L auf, die geradeso bemessen ist, daß die benachbarten Laufschaufeln 13a, 13b nicht anstreifen. Hierdurch ist ausgeschlossen, daß die rotierenden Laufschaufeln 13a, 13b die keramische Abdeckung 47 beschädigen können. Die keramischen Abdeckungen 27a, 27b, 47 bestehen in ihrem Grundkörper aus Mullit und weisen zudem eine versiegelnde äußere Versiegelungsschicht 50 auf, die ein Ablösen von Festkörperpartikeln verhindert. Solche Festkörperpartikel könnten ansonsten eine erodierende Wirkung auf die im Heißgaskanal 9 angeordneten Gasturbinenschaufeln 11, 13 haben. Jede keramische Abdeckung 27a, 27b, 47 weist zudem eine integrale Matte 52 auf, die in den keramischen Grundkörper eingegossen ist. Durch diese Matte wird verhindert, daß bei einem evtl. auftretenden Bruch in einer der keramischen Abdeckungen 27a, 27b, 47 Bruchstücke in den Heißgaskanal 9 gelangen und dort Gasturbinenschaufeln 11, 13 beschädigen. Die Bruchstücke werden durch die Matte 52 in einem Verbund gehalten. Die beschädigte keramische Abdeckung kann bei Gelegenheit ausgewechselt werden.The ceramic cover 47 has an axial length L, the just dimensioned is that the adjacent blades Do not stain 13a, 13b. This excludes that the rotating blades 13a, 13b, the ceramic cover 47 damage. The ceramic covers 27a, 27b, 47 consist in their main body of mullite and also have a sealing outer sealing layer 50 on, which prevents a detachment of solid particles. Such Solid particles could otherwise erode Effect on the arranged in the hot gas duct 9 gas turbine blades 11, 13 have. Each ceramic cover 27a, 27b, 47 also has an integral mat 52, which in the ceramic Basic body is poured. Through this mat is prevents that in case of a break occurring in a the ceramic covers 27a, 27b, 47 fragments in the Hot gas duct 9 pass and there gas turbine blades 11, 13th to damage. The fragments are through the mat 52 in a Held together. The damaged ceramic cover can be replaced on occasion.

    Figur 3 zeigt eine Gasturbinenleitschaufel 11. Die Gasturbinenleitschaufel 11 entspricht der Gasturbinenleitschaufel 11b aus Figur 2. Näher dargestellt ist der Aufbau der keramischen Abedeckung 27. Diese besteht aus zwei Hälften 27d, 27s. Dabei grenzt die eine Hälfte 27d an eine Druckseite 63 des Schaufelblattes 24 an. Die zweite Hälfte 27s grenzt an eine Saugseite 61 des Schaufelblattes 24 an. Die keramische Abdeckung 27 weist an ihren Schmalseiten eine diese Schmalseiten umlaufende Längsnut 65 auf.Figure 3 shows a gas turbine vane 11. The gas turbine vane 11 corresponds to the gas turbine guide vane 11b from Figure 2. Closer shown is the structure of the ceramic Cover 27. This consists of two halves 27d, 27s. there the one half 27d adjoins a pressure side 63 of the airfoil 24 on. The second half 27s is adjacent to a suction side 61 of the airfoil 24 at. The ceramic cover 27 has on its narrow sides one of these narrow sides circumferential Longitudinal groove 65 on.

    In gleicher Weise ist die zweite keramische Abdeckung 47 in zwei Hälften 47d, 47s unterteilt und weist gleichfalls eine umlaufende Nut 65 auf. Der Befestigungsbereich 21 entspricht dem Befestigungsbereich 21b der Figur 2. Die Metallplattform 23 mit ihrer heißgaskanalseitigen Oberfläche 25 entspricht der Metallplattform 23b mit ihrer heißgaskanalseitigen Oberfläche 25b aus Figur 2.Likewise, the second ceramic cover 47 is in FIG divided two halves 47d, 47s and also has a circumferential groove 65 on. The attachment area 21 corresponds the mounting portion 21b of Figure 2. The metal platform 23 with its hot gas channel side surface 25 corresponds the metal platform 23b with its hot gas channel side surface 25b from FIG. 2.

    In Figur 4 ist dargestellt, wie eine keramische Abdeckung 27 mit der Gasturbinenleitschaufel 11 verbunden ist. Zumindest mit ihrer dem Schaufelblatt 24 zugewandten Schmalseite 67 ist die keramische Abdeckung 27 über die Nut 65 im Eingriff mit einem mechanischen Befestigungsmittel 71, welches als ein federndes Blech mit der Metallplattform 23 verbunden ist. Durch diese federnde Halterung der keramischen Abdeckung 27 wird diese sowohl sicher gehaltert, als auch gegenüber Stößen oder Vibrationen gedämpft, denen die Gasturbinenleitschaufel 11 ausgesetzt ist. Einem zusätzlichen Versichern gegen ein Verrutschen auf der Oberfläche 25 der Metallplattform 23 dient ein auf dieser Oberfläche 25 angeordneter Fixiersockel 73, der in eine Bohrung 75 in der keramischen Abdeckung 27 eingreift.FIG. 4 shows how a ceramic cover 27 is connected to the gas turbine guide vane 11. At least with its the airfoil 24 facing narrow side 67 the ceramic cover 27 via the groove 65 in engagement with a mechanical fastener 71, which serves as a resilient Sheet metal is connected to the metal platform 23. By this resilient holder of the ceramic cover 27 is these are both securely held, as well as against impacts or Steamed vibrations, which the gas turbine guide vane 11 is exposed. An additional insurance against slipping on the surface 25 of the metal platform 23 is used a fixing base 73 arranged on this surface 25, which engages in a bore 75 in the ceramic cover 27.

    Claims (11)

    1. Gas turbine blade/vane (11, 13), having a blade/vane aerofoil (24) and a platform region (22) adjacent to the blade/vane aerofoil (24), the platform region (22) having a metal platform (23) on which a ceramic covering (27) is exchangeably supported and fastened by means of a mechanical fastening means (71).
    2. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 1, in which the ceramic covering (27) consists of two halves (27d, 27s).
    3. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 2, in which one of the halves (27s) is adjacent to a suction surface (61) of the blade/vane aerofoil (24) and the other half (27d) is adjacent to a pressure surface (63) of the blade/vane aerofoil (24).
    4. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 1, in which the mechanical fastening means (71) is a spring, which is firmly connected to the gas turbine blade/vane (11, 13).
    5. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 4, in which the spring engages in a groove (65) of the ceramic covering (27), which groove (65) extends along a narrow side adjacent to the blade/vane aerofoil (24).
    6. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 1, in which a fixing pedestal (73) is arranged on the metal platform (23), which pedestal engages in the ceramic covering (27).
    7. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 1, which is configured as a guide vane with a second platform region (42) opposite to the platform region (22) enclosing the blade/vane aerofoil (24), whereby the second platform region (42) has a second metal platform (41), on which a second ceramic covering (47) is supported and fastened by means of a second mechanical fastening means (71).
    8. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 1, in which the ceramic covering (27) has an integral mat (52), by means of which the fragments are held as a composite in the event of a fracture of the ceramic covering (27).
    9. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 1, in which the ceramic covering (27) exhibits mullite.
    10. Gas turbine blade/vane (11, 13) according to Claim 9, in which the ceramic covering (27) has an outer sealing layer (50) to combat particle separation.
    11. Use of a gas turbine blade/vane (11, 13) according to one of the preceding claims in a gas turbine.
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    Cited By (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    WO2010149528A1 (en) 2009-06-23 2010-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Annular flow channel section for a turbomachine

    Families Citing this family (22)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US6786052B2 (en) * 2002-12-06 2004-09-07 1419509 Ontario Inc. Insulation system for a turbine and method
    EP1528343A1 (en) * 2003-10-27 2005-05-04 Siemens Aktiengesellschaft Refractory tile with reinforcing members embedded therein, as liner for gas turbine combustion chamber
    JP4346412B2 (en) * 2003-10-31 2009-10-21 株式会社東芝 Turbine cascade
    US7789621B2 (en) * 2005-06-27 2010-09-07 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine airfoil
    EP1843009A1 (en) * 2006-04-06 2007-10-10 Siemens Aktiengesellschaft Stator vane segment for a turbomachine, associated manufacturing method and turbomachine
    FR2906296A1 (en) * 2006-09-26 2008-03-28 Snecma Sa DEVICE FOR FASTENING A FIXED BLADE IN AN ANNULAR CASE FOR TURBOMACHINE, TURBOREACTOR INCORPORATING THE DEVICE AND METHOD FOR MOUNTING THE BLADE.
    US20080298973A1 (en) * 2007-05-29 2008-12-04 Siemens Power Generation, Inc. Turbine vane with divided turbine vane platform
    US8408874B2 (en) * 2008-04-11 2013-04-02 United Technologies Corporation Platformless turbine blade
    US8973375B2 (en) * 2008-12-31 2015-03-10 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Shielding for a gas turbine engine component
    AU2011316048B2 (en) * 2010-10-13 2015-03-26 Imperial Innovations Thermally insulating turbine coupling
    RU2547542C2 (en) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Axial gas turbine
    EP2644828A1 (en) * 2012-03-29 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Modular turbine blade having a platform
    EP2644834A1 (en) * 2012-03-29 2013-10-02 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade and corresponding method for producing same turbine blade
    US9376916B2 (en) 2012-06-05 2016-06-28 United Technologies Corporation Assembled blade platform
    FR2993927B1 (en) * 2012-07-27 2014-08-22 Snecma PIECE FOR MODIFYING THE PROFILE OF AERODYNAMIC VEIN
    WO2014163701A2 (en) 2013-03-11 2014-10-09 Uskert Richard C Compliant intermediate component of a gas turbine engine
    US20170298751A1 (en) * 2014-10-28 2017-10-19 Siemens Energy, Inc. Modular turbine vane
    US10309257B2 (en) 2015-03-02 2019-06-04 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Turbine assembly with load pads
    US10161266B2 (en) * 2015-09-23 2018-12-25 General Electric Company Nozzle and nozzle assembly for gas turbine engine
    US10767498B2 (en) 2018-04-03 2020-09-08 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with pinned platforms
    US10577961B2 (en) 2018-04-23 2020-03-03 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with blade supported platforms
    US10890081B2 (en) 2018-04-23 2021-01-12 Rolls-Royce Corporation Turbine disk with platforms coupled to disk

    Family Cites Families (12)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3867065A (en) * 1973-07-16 1975-02-18 Westinghouse Electric Corp Ceramic insulator for a gas turbine blade structure
    IT1079131B (en) 1975-06-30 1985-05-08 Gen Electric IMPROVED COOLING APPLICABLE IN PARTICULAR TO ELEMENTS OF GAS TURBO ENGINES
    DE2628708A1 (en) 1976-06-25 1977-12-29 Siemens Ag ULTRASONIC IMAGE DEVICE WORKING IN ACCORDANCE WITH THE PULSE ECHO PROCESS
    US4643636A (en) * 1985-07-22 1987-02-17 Avco Corporation Ceramic nozzle assembly for gas turbine engine
    JPH076366B2 (en) * 1985-08-20 1995-01-30 三菱重工業株式会社 Gas turbine vane
    JP2807465B2 (en) * 1988-05-07 1998-10-08 株式会社神戸製鋼所 Ceramic heat-resistant composite parts
    JP2777609B2 (en) * 1989-09-27 1998-07-23 株式会社日立製作所 Ceramic stationary blade
    DE4017861A1 (en) * 1990-06-02 1991-12-05 Mtu Muenchen Gmbh CONDUCTING WREATH FOR A GAS TURBINE
    US5492445A (en) * 1994-02-18 1996-02-20 Solar Turbines Incorporated Hook nozzle arrangement for supporting airfoil vanes
    DE19605858A1 (en) * 1996-02-16 1997-08-21 Claussen Nils Process for the production of Al¶2¶O¶3¶ aluminide composites, their execution and use
    US6235370B1 (en) * 1999-03-03 2001-05-22 Siemens Westinghouse Power Corporation High temperature erosion resistant, abradable thermal barrier composite coating
    US6632070B1 (en) * 1999-03-24 2003-10-14 Siemens Aktiengesellschaft Guide blade and guide blade ring for a turbomachine, and also component for bounding a flow duct

    Cited By (2)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    WO2010149528A1 (en) 2009-06-23 2010-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Annular flow channel section for a turbomachine
    EP2282014A1 (en) 2009-06-23 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Ring-shaped flow channel section for a turbo engine

    Also Published As

    Publication number Publication date
    US6652228B2 (en) 2003-11-25
    DE50011923D1 (en) 2006-01-26
    EP1219787A1 (en) 2002-07-03
    JP2002201912A (en) 2002-07-19
    CA2366184A1 (en) 2002-06-27
    JP4125891B2 (en) 2008-07-30
    US20020182067A1 (en) 2002-12-05

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