EP1245792A1 - Coolable turbine shroud and process of manufacturing the shroud - Google Patents

Coolable turbine shroud and process of manufacturing the shroud Download PDF

Info

Publication number
EP1245792A1
EP1245792A1 EP01108171A EP01108171A EP1245792A1 EP 1245792 A1 EP1245792 A1 EP 1245792A1 EP 01108171 A EP01108171 A EP 01108171A EP 01108171 A EP01108171 A EP 01108171A EP 1245792 A1 EP1245792 A1 EP 1245792A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
guide ring
wall
cavity
thickness
core
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.)
Withdrawn
Application number
EP01108171A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Hans-Thomas Dr. Bolms
Peter Tiemann
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.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP01108171A priority Critical patent/EP1245792A1/en
Publication of EP1245792A1 publication Critical patent/EP1245792A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—Cooling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C21/00—Flasks; Accessories therefor
    • B22C21/12—Accessories
    • B22C21/14—Accessories for reinforcing or securing moulding materials or cores, e.g. gaggers, chaplets, pins, bars
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • 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
    • F01D11/08—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/20—Manufacture essentially without removing material
    • F05D2230/21—Manufacture essentially without removing material by casting
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes

Definitions

  • the present invention relates to a guide ring for a Turbine, especially for a gas turbine, which has a housing with multiple rows of vanes and a rotor with has several rows of blades, being on the housing in the axial direction between two rows of guide vanes a guide ring is provided. It also concerns a procedure for the production of a guide ring.
  • Such a guide ring is known from EP 0 709 550 A1.
  • This guide ring is with a to the housing Baffle plate covered so that a cavity is created.
  • the Cooling fluid is introduced on the housing side of the baffle plate, passes through holes in the baffle plate and hits then essentially perpendicular to the guide ring.
  • At the A channel is provided from the front edge of the guide ring which the coolant can leak. There is no channel in this channel Connection between an inner wall and an outer wall the guide ring.
  • a disadvantage of this known guide ring is that the inner wall and the other area of the guide ring comparatively must be made thick. Only through this thick one Training the required mechanical stability is achieved.
  • the guide ring may, for example, occasionally occurring brushing of the tips of the rotor blades don't fail. Even cracking without one Touching must be avoided.
  • the well-known guide ring and also its only partially provided inner wall are therefore formed thick, resulting in poor cooling efficiency leads.
  • the object of the present invention is therefore a guide ring with improved cooling without deterioration of the to provide mechanical properties.
  • this task is performed with a guide ring solved type in that the guide ring an outer wall facing the housing and one facing the rotor Has inner wall that have a cavity to each other spaced and with a number of support elements are interconnected.
  • the outer wall, the inner wall and the support elements are advantageous integrally connected with each other.
  • the Guide ring can then be made in one piece using a suitable one Core are poured. Manufacturing and assembly simplified, and assembly tolerances become complete locked out.
  • the thickness is Outer wall is a multiple of the thickness of the inner wall and is special two to seven times as large.
  • the exact thickness ratio depends on the respective boundary conditions.
  • Number, shape and arrangement of the support elements are chosen such that the inner wall on the much thicker External wall is supported and thus the mechanical stability is guaranteed.
  • the height of the cavity can be less than the thickness of the outer wall, but larger than the thickness of the inner wall. Since the Cavity essentially only for the distribution of the cooling medium serves the entire surface of the inner wall, its height can be reduced, so that overall a compact structure results in low material requirements.
  • the support elements are advantageously designed as pins, the distance between the central axes of the pins is one and a half up to two and a half times the diameter of the Pens is. With this arrangement, there is sufficient Support and stability of the inner wall, while at the same time a large area of the inner wall is exposed to the cooling medium can be.
  • the cavity extends over at least half the axial length of the guide ring, especially over at least 80 percent of the axial Length.
  • the guide ring Only in the peripheral areas where the Guide ring in the axial direction with the rows of guide vanes is connected, there is a small area reduced Cooling. If the guide ring consists of several segments exists, which are arranged side by side in the circumferential direction are, is a similar in the peripheral region in the circumferential direction Construction as intended in the axial direction.
  • the inner wall can face at least one from the cavity have recess running to the rotor. This recess is created during use in the bus process of a core with protrusions for support is provided on the inside of the mold. Through these projections can have a defined thickness of the inner wall as well as, if necessary the outer wall can be ensured. A possible shift of the core during casting, the influence on the Thicknesses of the inner wall and outer wall could be reliably avoided.
  • the cavity via at least one feed is advantageous can be charged with a cooling medium. It can also at least a removal should be provided.
  • the cooling medium can then be inserted directly into the cavity. A contribution it coolant into a space radially outside the outer wall and a passage through correspondingly provided recesses in the outer wall to act on the inner surface is then no longer necessary.
  • the exhaustion itself can towards the housing or in the axial direction towards the front edge and / or rear edge of the guide ring for gap sealing respectively.
  • the invention further relates to a method of manufacture a guide ring for a turbine, especially for manufacturing a guide ring described above. It will be first a core for forming the cavity of the guide ring placed in a mold, the mold closed and with filled with the material of the guide ring. After cooling the mold is opened and the guide ring together with the Core removed. The core is then removed, for example drained so that the cavity is released becomes. It will be a one-piece production of the guide ring enables so that the assembly is significantly simplified.
  • the core is here with one or more projections Support on the mold to a defined thickness of the ensure the cavity-bounding walls of the guide ring.
  • the support can be on one or both sides. Through the projections that lead to the inner wall, to the outer wall or facing both walls will be displacements of the core avoided during casting. Unwanted variations in the wall thickness are reliably prevented.
  • Figure 1 shows a schematic longitudinal section through a gas turbine 10 with a housing 11 and a rotor 12. On the housing 11 are several rows of guide vanes 13 and on the rotor 12 several rows of blades 14 are provided.
  • the turbine 10 is flowed through by hot gas according to arrow direction 15, that the rotor 12 in rotation according to arrow direction 17 by one Axis of rotation 16 offset.
  • guide rings 18 are arranged on the housing. This Guide rings 18 are arranged on the left in FIG. 1 in particular Entry area of the gas turbine 10 cooled.
  • FIG Figures 2 and 3 The construction of a guide ring 18 according to the invention is shown in FIG Figures 2 and 3 shown in more detail. He has a comparative thick outer wall 19 facing the housing 11 is. On the side facing the hot gas flow is one relatively thin inner wall 20 is provided. The two walls 19, 20 are spaced apart from one another via a cavity 21. To Support of the inner wall 20 are support elements in the form of Pins 22 provided. The attachment to the housing 11 is carried out by means of schematically represented hooks 23. The outer wall 19, the inner wall 20 and the pins 22 are made of one piece of material connected with each other.
  • the guide ring 18 For sealing in the axial direction, the guide ring 18 is included Provide grooves 24 in the appropriate, not shown Crack plates can be used. There are further approaches 25 provided for the formation of press seals.
  • the cavity 21 has a feed 37 and a drain 38 for a cooling medium, especially cooling air.
  • the cooling medium enters through feed 37 as shown schematically into the cavity 21, flows around the pins 22 and cools the inner wall 20 and then passes through the outlet 38 again out. Since the thickness of the inner wall 20 is very small, lets achieve high cooling efficiency.
  • the cavity 21 extends essentially over the entire available area of the guide ring 18. It is not provided only in edge areas of the guide ring 18. In the exemplary embodiment shown extends the cavity 21 over about 75 percent of the axial length of the Guide ring 18. It can thus the maximum possible range of the guide ring 18 are cooled.
  • the thickness d 1 of the outer wall 19 is approximately 3 to 5 mm, the height of the h of the cavity 21 is between 1 and 2 mm.
  • the thickness d 2 of the inner wall is approximately 0.7 to 1.2 mm.
  • the diameter E of the pins is between 1 and 3 mm, the distance A between the central axes of the pins being about one and a half to two and a half times the diameter D. Since the inner wall 20 is connected to the outer wall 19 via the pins 22, their thickness d 2 can be significantly reduced. The required mechanical stability is ensured by the thickness d 1 of the outer wall 19 and the pins 22.
  • the thickness d 1 of the outer wall 19 is a multiple of the thickness d 2 of the inner wall 20 and is in particular two to seven times as large. In the exemplary embodiment shown, the thickness d 1 of the outer wall 19 is approximately three times the thickness d 2 of the inner wall 20.
  • the inner wall 20 is provided with a plurality of recesses 27, which extend from the cavity 21 towards the rotor 12. These recesses 27 are conical and leave behind in an inner surface exposed to the hot gas flow 26 of the inner wall 20 small holes. Since the inner surface 26 is provided with a coating 28 in many cases, these holes are closed and are not critical. The coating 28 increases heat resistance.
  • the recesses 27 arise during the manufacture of the guide ring 18, which is shown schematically in Figure 4. It is a form 29 with an upper part 30 and a lower part 31 intended. The two parts 30, 31 are in the direction of the arrow 32 movable to each other.
  • the shape division is schematic indicated by line 39.
  • a core 33 which is introduced into the mold 29, is used to form the cavity 21.
  • the core 33 has recesses 35 for producing the pins 22. It is further provided with a plurality of projections 36 for support on the mold 29. Such projections, which are indicated schematically by the broken line 40, can also be provided on the opposite side of the core 33.
  • the projections 36, 40 hold the core together with schematically illustrated hooks 34 in a defined position in the form 29.
  • a displacement of the core 33 in the direction of the arrow 32 which would lead to a change in the thicknesses d 1 , d 2 of the walls 19, 20 is reliably avoided. Defined thicknesses d 1 , d 2 can thus be specified for the outer wall 19 and the inner wall 20. Manufacturing tolerances are reduced to a minimum.
  • the mold 29 is closed and with the material for forming the guide ring 18 filled. After cooling, the mold 29 is opened again, the cast guide ring 18 is removed together with the core 33 and then the core 33 removed. For example by leaching. The hook 34 then left openings form the feed 37 and discharge 38 for the cooling medium.
  • Figures 5 and 6 show schematic plan views of two different embodiments of a core 33.
  • the recesses 35 are vertical and horizontal Arranged rows.
  • the distance A between each Recesses 35 is approximately twice as large as their diameter D.
  • the recesses 35 are in contrast offset laterally and vertically to each other.
  • the distance A is about one and a half times the diameter D.
  • the diameter of the pins 22 is therefore also reduced.
  • the distance A is therefore reduced so that the Pins 22 are packed more densely overall.
  • the diameter D, the distance A and the arrangement of the pins 22 respectively Recesses 35 is determined depending on the individual case.
  • the guide ring according to the invention enables the inner wall 20 to be supported on the outer wall 19.
  • the thickness d 2 of the inner wall 20 can therefore be significantly reduced, so that the cooling efficiency increases. Because of this support, the desired mechanical properties are reliably ensured despite the reduction in the thickness d 2 of the inner wall 20.

Abstract

Guide ring (18) for a turbine comprises a housing with several rows of guide blades and a rotor with several rows of rotating blades. The guide ring has an external wall (19) facing the housing and an internal wall (20) facing the rotor. The walls are arranged a distance apart by a hollow chamber (21) and connected together by a number of support elements (22). The outer wall, the inner wall and the support elements are connected to each other in one material piece. The outer wall is several times, preferably 2-7 times thicker than the internal wall. The height of the hollow space is smaller than the thickness of the outer wall but greater than the thickness of the inner wall. Independent claims are also included for a process for producing the above guide ring and for a gas turbine comprising the above guide ring.

Description

Die vorliegende Erfindung betrifft einen Führungsring für eine Turbine, insbesondere für eine Gasturbine, die ein Gehäuse mit mehreren Reihen von Leitschaufeln und einen Rotor mit mehreren Reihen von Laufschaufeln aufweist, wobei am Gehäuse in Axialrichtung zwischen je zwei Reihen von Leitschaufeln ein Führungsring vorgesehen ist. Sie betrifft weiter ein Verfahren zur Herstellung eines Führungsrings.The present invention relates to a guide ring for a Turbine, especially for a gas turbine, which has a housing with multiple rows of vanes and a rotor with has several rows of blades, being on the housing in the axial direction between two rows of guide vanes a guide ring is provided. It also concerns a procedure for the production of a guide ring.

Ein derartiger Führungsring ist aus der EP 0 709 550 A1 bekannt. Zum Gehäuse hin ist dieser Führungsring mit einer Prallplatte überdeckt, so daß ein Hohlraum entsteht. Das Kühlfluid wird gehäuseseitig der Prallplatte eingeleitet, tritt durch Löcher in der Prallplatte hindurch und trifft dann im wesentlich senkrecht auf den Führungsring. An der Vorderkante des Führungsrings ist ein Kanal vorgesehen, aus dem das Kühlmedium austreten kann. In diesem Kanal liegt keine Verbindung zwischen einer Innenwand und einer Außenwand des Führungsrings vor.Such a guide ring is known from EP 0 709 550 A1. This guide ring is with a to the housing Baffle plate covered so that a cavity is created. The Cooling fluid is introduced on the housing side of the baffle plate, passes through holes in the baffle plate and hits then essentially perpendicular to the guide ring. At the A channel is provided from the front edge of the guide ring which the coolant can leak. There is no channel in this channel Connection between an inner wall and an outer wall the guide ring.

Nachteilig bei diesem bekannten Führungsring ist, daß die Innenwand und der weitere Bereich des Führungsrings vergleichsweise dick ausgeführt werden müssen. Nur durch diese dicke Ausbildung wird die erforderliche mechanische Stabilität erreicht. Der Führungsring darf beispielsweise bei einem gelegentlich auftretenden Anstreifen der Spitzen der Laufschaufeln nicht versagen. Auch eine Rißbildung ohne ein derartiges Anstreifen muß vermieden werden. Der bekannte Führungsring und auch dessen nur partiell vorgesehene Innenwand sind daher dick ausgebildet, was zu einer schlechten Kühleffizienz führt. A disadvantage of this known guide ring is that the inner wall and the other area of the guide ring comparatively must be made thick. Only through this thick one Training the required mechanical stability is achieved. The guide ring may, for example, occasionally occurring brushing of the tips of the rotor blades don't fail. Even cracking without one Touching must be avoided. The well-known guide ring and also its only partially provided inner wall are therefore formed thick, resulting in poor cooling efficiency leads.

Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, einen Führungsring mit verbesserter Kühlung ohne Verschlechterung der mechanischen Eigenschaften bereitzustellen.The object of the present invention is therefore a guide ring with improved cooling without deterioration of the to provide mechanical properties.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe bei einem Führungsring der eingangs genannten Art dadurch gelöst, daß der Führungsring eine dem Gehäuse zugewandte Außenwand und eine dem Rotor zugewandte Innenwand aufweist, die über einen Hohlraum zueinander beabstandet und mit einer Anzahl von Abstützelementen miteinander verbunden sind.According to the invention, this task is performed with a guide ring solved type in that the guide ring an outer wall facing the housing and one facing the rotor Has inner wall that have a cavity to each other spaced and with a number of support elements are interconnected.

Die erfindungsgemäß vorgeschlagene Konstruktion mit einer Innenwand, die über einen Hohlraum zu einer Außenwand beabstandet ist und sich mittels Abstützelementen an dieser Außenwand abstützt ermöglicht die Verwendung einer dünnen Innenwand. Es wird daher eine hohe Kühleffizienz erreicht. Die erforderliche mechanische Stabilität der dünnen Innenwand wird durch die Abstützung mittels der Abstützelemente an der Außenwand gewährleistet.The construction proposed according to the invention with an inner wall, which are spaced apart from an outer wall via a cavity is and by means of support elements on this outer wall supports allows the use of a thin inner wall. It high cooling efficiency is therefore achieved. The required mechanical stability of the thin inner wall is ensured by the support by means of the support elements on the outer wall guaranteed.

Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung gehen aus den abhängigen Ansprüchen hervor.Advantageous refinements and developments of the invention emerge from the dependent claims.

Vorteilhaft sind die Außenwand, die Innenwand und die Abstützelemente materialeinstückig miteinander verbunden. Der Führungsring kann dann einstückig unter Verwendung eines geeigneten Kerns gegossen werden. Herstellung und Montage werden vereinfacht, und Montagetoleranzen werden vollständig ausgeschlossen.The outer wall, the inner wall and the support elements are advantageous integrally connected with each other. The Guide ring can then be made in one piece using a suitable one Core are poured. Manufacturing and assembly simplified, and assembly tolerances become complete locked out.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung beträgt die Dicke der Außenwand ein Vielfaches der Dicke der Innenwand und ist insbesondere zwei- bis siebenmal so groß. Das genaue Dickenverhältnis hängt von den jeweiligen Randbedingungen ab. Die Dicke der Innenwand kann erfindungsgemäß wesentlich verringert werden. Anzahl, Form und Anordnung der Abstützelemente werden derart gewählt, daß die Innenwand an der deutlich dickeren Außenwand abgestützt wird und somit die mechanische Stabilität gewährleistet ist.According to an advantageous development, the thickness is Outer wall is a multiple of the thickness of the inner wall and is special two to seven times as large. The exact thickness ratio depends on the respective boundary conditions. The fat the inner wall can be significantly reduced according to the invention become. Number, shape and arrangement of the support elements are chosen such that the inner wall on the much thicker External wall is supported and thus the mechanical stability is guaranteed.

Die Höhe des Hohlraums kann kleiner als die Dicke der Außenwand, aber größer als die Dicke der Innenwand sein. Da der Hohlraum im wesentlichen nur zur Verteilung des Kühlmediums über die gesamte Fläche der Innenwand dient, kann dessen Höhe reduziert werden, so daß sich insgesamt ein kompakter Aufbau bei geringem Materialbedarf ergibt.The height of the cavity can be less than the thickness of the outer wall, but larger than the thickness of the inner wall. Since the Cavity essentially only for the distribution of the cooling medium serves the entire surface of the inner wall, its height can be reduced, so that overall a compact structure results in low material requirements.

Vorteilhaft sind die Abstützelemente als Stifte ausgebildet, wobei der Abstand zwischen Mittelachsen der Stifte eineinhalb- bis zweieinhalbmal so groß wie der Durchmesser der Stifte ist. Bei dieser Anordnung ergibt sich eine ausreichende Abstützung und Stabilität der Innenwand, wobei gleichzeitig eine große Fläche der Innenwand vom Kühlmedium beaufschlagt werden kann.The support elements are advantageously designed as pins, the distance between the central axes of the pins is one and a half up to two and a half times the diameter of the Pens is. With this arrangement, there is sufficient Support and stability of the inner wall, while at the same time a large area of the inner wall is exposed to the cooling medium can be.

In vorteilhafter Weiterbildung erstreckt sich der Hohlraum über mindestens die Hälfte der axialen Länge des Führungsrings, insbesondere über mindestens 80 Prozent der axialen Länge. Somit kann fast die gesamte Fläche des Führungsrings gekühlt werden. Lediglich in den Randbereichen, in denen der Führungsring in Axialrichtung mit den Reihen von Leitschaufeln verbunden ist, ergibt sich ein kleiner Bereich verringerter Kühlung. Falls der Führungsring aus mehreren Segmenten besteht, die in Umfangsrichtung nebeneinander angeordnet sind, ist im Randbereich in Umfangsrichtung eine ähnliche Konstruktion wie in Axialrichtung vorgesehen.In an advantageous development, the cavity extends over at least half the axial length of the guide ring, especially over at least 80 percent of the axial Length. Thus, almost the entire surface of the guide ring be cooled. Only in the peripheral areas where the Guide ring in the axial direction with the rows of guide vanes is connected, there is a small area reduced Cooling. If the guide ring consists of several segments exists, which are arranged side by side in the circumferential direction are, is a similar in the peripheral region in the circumferential direction Construction as intended in the axial direction.

Die Innenwand kann mindestens eine vom Hohlraum in Richtung zum Rotor verlaufende Ausnehmung aufweisen. Diese Ausnehmung entsteht bei der Herstellung im Busverfahren durch die Verwendung eines Kerns, der mit Vorsprüngen zur Abstützung an der Innenseite der Form versehen ist. Durch diese Vorsprünge kann eine definierte Dicke der Innenwand sowie gegebenenfalls der Außenwand sichergestellt werden. Eine eventuelle Verschiebung des Kerns während des Gießens, die Einfluß auf die Dicken von Innenwand und Außenwand haben könnte, wird somit zuverlässig vermieden.The inner wall can face at least one from the cavity have recess running to the rotor. This recess is created during use in the bus process of a core with protrusions for support is provided on the inside of the mold. Through these projections can have a defined thickness of the inner wall as well as, if necessary the outer wall can be ensured. A possible shift of the core during casting, the influence on the Thicknesses of the inner wall and outer wall could be reliably avoided.

Vorteilhaft ist der Hohlraum über mindestens eine Zuführung mit einem Kühlmedium beaufschlagbar. Es kann ebenfalls mindestens eine Abführung vorgesehen werden. Das Kühlmedium kann dann direkt in den Hohlraum eingeführt werden. Ein Einbringend es Kühlmittels in einen Raum radial außerhalb der Außenwand und ein Durchtreten durch entsprechend vorgesehene Ausnehmungen in der Außenwand zur Beaufschlagung der Innenfläche ist dann nicht mehr erforderlich. Die Abführung selbst kann in Richtung zum Gehäuse oder in Axialrichtung zur Vorderkante und/oder Hinterkante des Führungsrings zur Spaltabdichtung erfolgen.The cavity via at least one feed is advantageous can be charged with a cooling medium. It can also at least a removal should be provided. The cooling medium can then be inserted directly into the cavity. A contribution it coolant into a space radially outside the outer wall and a passage through correspondingly provided recesses in the outer wall to act on the inner surface is then no longer necessary. The exhaustion itself can towards the housing or in the axial direction towards the front edge and / or rear edge of the guide ring for gap sealing respectively.

Die Erfindung betrifft weiter ein Verfahren zur Herstellung eines Führungsrings für eine Turbine, insbesondere zur Herstellung eines oben beschriebenen Führungsrings. Es wird zunächst ein Kern zur Ausbildung des Hohlraums des Führungsrings in eine Form eingebracht, die Form verschlossen und mit dem Material des Führungsrings gefüllt. Nach dem Abkühlen wird die Form geöffnet und der Führungsring zusammen mit dem Kern entnommen. Anschließend wird der Kern entfernt, beispielsweise ausgelaugt, so daß der Hohlraum freigegebene wird. Es wird eine einstückige Herstellung des Führungsrings ermöglicht, so daß die Montage wesentlich vereinfacht wird.The invention further relates to a method of manufacture a guide ring for a turbine, especially for manufacturing a guide ring described above. It will be first a core for forming the cavity of the guide ring placed in a mold, the mold closed and with filled with the material of the guide ring. After cooling the mold is opened and the guide ring together with the Core removed. The core is then removed, for example drained so that the cavity is released becomes. It will be a one-piece production of the guide ring enables so that the assembly is significantly simplified.

Der Kern ist hierbei mit einem oder mehreren Vorsprüngen zur Abstützung an der Form versehen, um eine definierte Dicke der den Hohlraum begrenzenden Wände des Führungsrings sicherzustellen. Die Abstützung kann einseitig oder beidseitig erfolgen. Durch die Vorsprünge, die zur Innenwand, zur Außenwand oder zu beiden Wänden gerichtet sind, werden Verschiebungen des Kerns während des Gießens vermieden. Unerwünschte Variationen in der Wanddicke werden zuverlässig unterbunden. The core is here with one or more projections Support on the mold to a defined thickness of the ensure the cavity-bounding walls of the guide ring. The support can be on one or both sides. Through the projections that lead to the inner wall, to the outer wall or facing both walls will be displacements of the core avoided during casting. Unwanted variations in the wall thickness are reliably prevented.

Nachstehend wird die Erfindung an Hand von Ausführungsbeispielen näher erläutert, die in schematischer Weise in der Zeichnung dargestellt sind. Für gleiche und funktionsidentische Bauteile werden durchgehend dieselben Bezugszeichen verwendet. Dabei zeigt:

  • Figur 1 einen schematischen Längsschnitt durch eine Turbine;
  • Figur 2 eine vergrößerte Darstellung der Einzelheit X in Figur 1;
  • Figur 3 eine vergrößerte Darstellung der Einzelheit Y in Figur 2;
  • Figur 4 eine schematische Darstellung der Herstellung des erfindungsgemäßen Führungsrings;
  • Figur 5 eine Draufsicht auf ein erstes Ausführungsbeispiel eines Kerns zur Herstellung des erfindungsgemäßen Führungsrings; und
  • Figur 6 eine Draufsicht auf ein zweites Ausführungsbeispiel eines Kerns zur Herstellung des erfindungsgemäßen Führungs-rings.
    • The invention is explained in more detail below on the basis of exemplary embodiments, which are shown schematically in the drawing. The same reference symbols are used throughout for identical and functionally identical components. It shows:
  • 1 shows a schematic longitudinal section through a turbine;
  • Figure 2 is an enlarged view of the detail X in Figure 1;
  • Figure 3 is an enlarged view of the detail Y in Figure 2;
  • Figure 4 is a schematic representation of the manufacture of the guide ring according to the invention;
  • Figure 5 is a plan view of a first embodiment of a core for producing the guide ring according to the invention; and
  • Figure 6 is a plan view of a second embodiment of a core for producing the guide ring according to the invention.

    • Figur 1 zeigt ein schematischen Längsschnitt durch eine Gasturbine 10 mit einem Gehäuse 11 und einem Rotor 12. Am Gehäuse 11 sind mehrere Reihen von Leitschaufeln 13 und am Rotor 12 mehrere Reihen von Laufschaufeln 14 vorgesehen. Die Turbine 10 wird gemäß Pfeilrichtung 15 von Heißgas durchströmt, das den Rotor 12 in Drehung gemäß Pfeilrichtung 17 um eine Drehachse 16 versetzt. Zwischen je zwei Reihen von Leitschaufeln 13 sind am Gehäuse Führungsringe 18 angeordnet. Diese Führungsringe 18 werden insbesondere im Figur 1 links angeordneten Eintrittsbereich der Gasturbine 10 gekühlt.Figure 1 shows a schematic longitudinal section through a gas turbine 10 with a housing 11 and a rotor 12. On the housing 11 are several rows of guide vanes 13 and on the rotor 12 several rows of blades 14 are provided. The turbine 10 is flowed through by hot gas according to arrow direction 15, that the rotor 12 in rotation according to arrow direction 17 by one Axis of rotation 16 offset. Between two rows of guide vanes 13 guide rings 18 are arranged on the housing. This Guide rings 18 are arranged on the left in FIG. 1 in particular Entry area of the gas turbine 10 cooled.

    Der Aufbau eines erfindungsgemäßen Führungsrings 18 ist in den Figuren 2 und 3 näher dargestellt. Er weist eine vergleichsweise dicke Außenwand 19 auf, die dem Gehäuse 11 zugewandt ist. An der dem Heißgasstrom zugewandten Seite ist eine relativ dünne Innenwand 20 vorgesehen. Die beiden Wände 19, 20 sind über einen Hohlraum 21 zueinander beabstandet. Zur Abstützung der Innenwand 20 sind Abstützelemente in Form von Stiften 22 vorgesehen. Die Befestigung am Gehäuse 11 erfolgt mittels schematisch dargestellter Haken 23. Die Außenwand 19, die Innenwand 20 und die Stifte 22 sind materialeinstückig miteinander verbunden.The construction of a guide ring 18 according to the invention is shown in FIG Figures 2 and 3 shown in more detail. He has a comparative thick outer wall 19 facing the housing 11 is. On the side facing the hot gas flow is one relatively thin inner wall 20 is provided. The two walls 19, 20 are spaced apart from one another via a cavity 21. to Support of the inner wall 20 are support elements in the form of Pins 22 provided. The attachment to the housing 11 is carried out by means of schematically represented hooks 23. The outer wall 19, the inner wall 20 and the pins 22 are made of one piece of material connected with each other.

    Zur Abdichtung in Axialrichtung ist der Führungsring 18 mit Nuten 24 versehen, in die geeignete, nicht näher dargestellte Rissebleche eingesetzt werden können. Es sind weiter Ansätze 25 zur Ausbildung von Quetschdichtungen vorgesehen.For sealing in the axial direction, the guide ring 18 is included Provide grooves 24 in the appropriate, not shown Crack plates can be used. There are further approaches 25 provided for the formation of press seals.

    Der Hohlraum 21 weist eine Zuführung 37 und eine Abführung 38 für ein Kühlmedium, insbesondere Kühlluft auf. Das Kühlmedium tritt wie schematisch dargestellt durch die Zuführung 37 in den Hohlraum 21 ein, umströmt die Stifte 22 und kühlt die Innenwand- 20 und tritt anschließend durch die Abführung 38 wie-der aus. Da die Dicke der Innenwand 20 sehr gering ist, läßt sich eine hohe Kühleffizienz erreichen.The cavity 21 has a feed 37 and a drain 38 for a cooling medium, especially cooling air. The cooling medium enters through feed 37 as shown schematically into the cavity 21, flows around the pins 22 and cools the inner wall 20 and then passes through the outlet 38 again out. Since the thickness of the inner wall 20 is very small, lets achieve high cooling efficiency.

    Der Hohlraum 21 erstreckt sich im wesentlichen über den gesamten zur Verfügung stehenden Bereich des Führungsrings 18. Er ist nur in Randbereichen des Führungsrings 18 nicht vorgesehen. Im dargestellten Ausführungsbeispiel erstreckt sich der Hohlraum 21 über etwa 75 Prozent der axialen Läge des Führungsrings 18. Es kann somit der maximal mögliche Bereich des Führungsrings 18 gekühlt werden.The cavity 21 extends essentially over the entire available area of the guide ring 18. It is not provided only in edge areas of the guide ring 18. In the exemplary embodiment shown extends the cavity 21 over about 75 percent of the axial length of the Guide ring 18. It can thus the maximum possible range of the guide ring 18 are cooled.

    Die Dicke d1 der Außenwand 19 beträgt etwa 3 bis 5 mm, die Höhe des h des Hohlraums 21 liegt zwischen 1 und 2 mm. Die Dicke d2 der Innenwand beträgt etwa 0,7 bis 1,2 mm. Der Durchmesser E der Stifte liegt zwischen 1 und 3 mm, wobei der Abstand A zwischen Mittelachsen der Stifte etwa eineinhalbbis zweieinhalbmal so groß ist wie der Durchmesser D. Da die Innenwand 20 über die Stifte 22 mit der Außenwand 19 verbunden ist, kann ihre Dicke d2 wesentlich verringert werden. Die erforderliche mechanische Stabilität wird durch die Dicke d1 der Außenwand 19 und die Stifte 22 gewährleistet. Die Dicke d1 der Außenwand 19 beträgt ein Vielfaches der Dicke d2 der Innenwand 20 und ist insbesondere zwei- bis siebenmal so groß. Im dargestellten Ausführungsbeispiel ist die Dicke d1 der Außenwand 19 etwa dreimal so groß wie die Dicke d2 der Innenwand 20.The thickness d 1 of the outer wall 19 is approximately 3 to 5 mm, the height of the h of the cavity 21 is between 1 and 2 mm. The thickness d 2 of the inner wall is approximately 0.7 to 1.2 mm. The diameter E of the pins is between 1 and 3 mm, the distance A between the central axes of the pins being about one and a half to two and a half times the diameter D. Since the inner wall 20 is connected to the outer wall 19 via the pins 22, their thickness d 2 can be significantly reduced. The required mechanical stability is ensured by the thickness d 1 of the outer wall 19 and the pins 22. The thickness d 1 of the outer wall 19 is a multiple of the thickness d 2 of the inner wall 20 and is in particular two to seven times as large. In the exemplary embodiment shown, the thickness d 1 of the outer wall 19 is approximately three times the thickness d 2 of the inner wall 20.

    Die Innenwand 20 ist mit mehreren Ausnehmungen 27 versehen, die sich vom Hohlraum 21 in Richtung zum Rotor 12 hin erstrecken. Diese Ausnehmungen 27 sind konisch ausgebildet und hinterlassen in einer vom Heißgasstrom beaufschlagten Innenfläche 26 der Innenwand 20 kleine Löcher. Da die Innenfläche 26 in vielen Fällen mit einer Beschichtung 28 versehen wird, werden diese Löcher verschlossen und sind unkritisch. Die Beschichtung 28 erhöht die Wärmebeständigkeit.The inner wall 20 is provided with a plurality of recesses 27, which extend from the cavity 21 towards the rotor 12. These recesses 27 are conical and leave behind in an inner surface exposed to the hot gas flow 26 of the inner wall 20 small holes. Since the inner surface 26 is provided with a coating 28 in many cases, these holes are closed and are not critical. The coating 28 increases heat resistance.

    Die Ausnehmungen 27 entstehen bei der Herstellung des Führungsrings 18, die schematisch in Figur 4 dargestellt ist. Es ist eine Form 29 mit einem Oberteil 30 und einem Unterteil 31 vorgesehen. Die beiden Teile 30, 31 sind gemäß Pfeilrichtung 32 zueinander beweglich. Die Formteilung ist schematisch durch die Linie 39 angegeben.The recesses 27 arise during the manufacture of the guide ring 18, which is shown schematically in Figure 4. It is a form 29 with an upper part 30 and a lower part 31 intended. The two parts 30, 31 are in the direction of the arrow 32 movable to each other. The shape division is schematic indicated by line 39.

    Zur Ausbildung des Hohlraums 21 dient ein Kern 33, der in die Form 29 eingebracht wird. Der Kern 33 weist Ausnehmungen 35 zur Herstellung der stifte 22 auf. Er ist weiter mit einer Vielzahl von Vorsprüngen 36 zur Abstützung an der Form 29 versehen. Auch an der gegenüberliegenden Seite des Kerns 33 können derartige Vorsprünge vorgesehen werden, die schematisch durch die Strichlinie 40 angedeutet sind. Die Vorsprünge 36, 40 halten den Kern zusammen mit schematisch dargestellten Haken 34 in einer definierten Position in der Form 29. Eine Verschiebung des Kerns 33 in Pfeilrichtung 32, die zu einer Änderung der Dicken d1, d2 der Wände 19, 20 führen würde, wird zuverlässig vermieden. Es können somit definierte Dicken d1, d2 für die Außenwand 19 und die Innenwand 20 vorgegeben werden. Fertigungstoleranzen werden auf ein Minimum reduziert.A core 33, which is introduced into the mold 29, is used to form the cavity 21. The core 33 has recesses 35 for producing the pins 22. It is further provided with a plurality of projections 36 for support on the mold 29. Such projections, which are indicated schematically by the broken line 40, can also be provided on the opposite side of the core 33. The projections 36, 40 hold the core together with schematically illustrated hooks 34 in a defined position in the form 29. A displacement of the core 33 in the direction of the arrow 32, which would lead to a change in the thicknesses d 1 , d 2 of the walls 19, 20 is reliably avoided. Defined thicknesses d 1 , d 2 can thus be specified for the outer wall 19 and the inner wall 20. Manufacturing tolerances are reduced to a minimum.

    Nach dem Einbringen des Kerns 33 wird die Form 29 verschlossen und mit dem Material zur Ausbildung des Führungsrings 18 gefüllt. Nach dem Abkühlen wird die Form 29 wieder geöffnet, der gegossene Führungsring 18 zusammen mit dem Kern 33 entnommen und anschließend der Kern 33 entfernt. Dies kann beispielsweise durch Ablaugen erfolgen. Die von den Haken 34 hinterlassenen Öffnungen bilden dann die Zuführung 37 und Abführung 38 für das Kühlmedium.After the core 33 has been introduced, the mold 29 is closed and with the material for forming the guide ring 18 filled. After cooling, the mold 29 is opened again, the cast guide ring 18 is removed together with the core 33 and then the core 33 removed. For example by leaching. The hook 34 then left openings form the feed 37 and discharge 38 for the cooling medium.

    Die Figuren 5 und 6 zeigen schematische Draufsichten auf zwei unterschiedliche Ausführungsbeispiele eines Kern 33. In Figur 5 sind die Ausnehmungen 35 in vertikal und horizontal verlaufenden Reihen angeordnet. Der Abstand A zwischen den einzelnen Ausnehmungen 35 ist etwa doppelt so groß wie deren Durchmesser D. In Figur 6 sind die Ausnehmungen 35 demgegenüber seitlich und vertikal zueinander versetzt. Der Abstand A ist etwa eineinhalbmal so groß wie der Durchmesser D.Figures 5 and 6 show schematic plan views of two different embodiments of a core 33. In figure 5, the recesses 35 are vertical and horizontal Arranged rows. The distance A between each Recesses 35 is approximately twice as large as their diameter D. In Figure 6, the recesses 35 are in contrast offset laterally and vertically to each other. The distance A is about one and a half times the diameter D.

    Beim Ausführungsbeispiel gemäß Figur 6 werden Ausnehmungen 35 mit einem geringeren Durchmesser D als in Figur 5 verwendet. Es verringert sich daher auch der Durchmesser der Stifte 22. Um die erforderliche Abstützung der Innenwand 20 zu gewährleisten, wird daher der Abstand A verringert, so daß die Stifte 22 insgesamt dichter gepackt sind. Der Durchmesser D, der Abstand A und die Anordnung der Stifte 22 beziehungsweise Ausnehmungen 35 wird in Abhängigkeit vom Einzelfall festgelegt.In the exemplary embodiment according to FIG. 6, recesses 35 with a smaller diameter D than used in Figure 5. The diameter of the pins 22 is therefore also reduced. In order to ensure the necessary support of the inner wall 20, the distance A is therefore reduced so that the Pins 22 are packed more densely overall. The diameter D, the distance A and the arrangement of the pins 22 respectively Recesses 35 is determined depending on the individual case.

    Es können selbstverständlich auch andere Querschnittsformen zum Einsatz kommen, beispielsweise ovale oder polygonale Stifte 22 oder Ausnehmungen 35. Falls ein gezieltes Strömen des Kühlmittels durch den Hohlraum 21 vorgesehen ist, können die Ausnehmungen 35 auch in Form von Langlöchern ausgebildet werden, die entsprechend dann zur Ausbildung von Wänden zwischen der Innenwand 19 und der Außenwand 20 führen.Of course, other cross-sectional shapes can also be used are used, for example oval or polygonal Pins 22 or recesses 35. If a targeted flow of the coolant through the cavity 21 can be provided the recesses 35 are also formed in the form of elongated holes will be used to form walls between of the inner wall 19 and the outer wall 20.

    Der erfindungsgemäße Führungsring ermöglicht eine Abstützung der Innenwand 20 an der Außenwand 19. Die Dicke d2 der Innenwand 20 kann daher wesentlich verringert werden, so daß die Kühleffizienz steigt. Auf Grund dieser Abstützung werden trotz der Verringerung der Dicke d2 der Innenwand 20 die gewünschten mechanischen Eigenschaften zuverlässig gewährleistet.The guide ring according to the invention enables the inner wall 20 to be supported on the outer wall 19. The thickness d 2 of the inner wall 20 can therefore be significantly reduced, so that the cooling efficiency increases. Because of this support, the desired mechanical properties are reliably ensured despite the reduction in the thickness d 2 of the inner wall 20.

    Claims (12)

    Führungsring (18) für eine Turbine, insbesondere für eine Gas-turbine (10), die ein Gehäuse (11) mit mehreren Reihen von Leitschaufeln (13) und einen Rotor (12) mit mehreren Reihen von Laufschaufeln (14) aufweist, dadurch gekennzeichnet, daß dieser eine dem Gehäuse (11) zugewandte Außenwand (19) und eine dem Rotor (12) zugewandte Innenwand (20) aufweist, die über einen Hohlraum (21) zueinander beabstandet und mit einer Anzahl von Abstützelementen (22) miteinander verbunden sind.Guide ring (18) for a turbine, particularly for a gas turbine (10) comprising a housing (11) having a plurality of rows of stator vanes (13) and a rotor (12) having a plurality of rows of blades (14), characterized that it has an outer wall (19) facing the housing (11) and an inner wall (20) facing the rotor (12), which are spaced apart from one another via a cavity (21) and are connected to one another by a number of supporting elements (22). Führungsring (18) nach Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß die Außenwand (19), die Innenwand (20) und die Abstützelemente (22) materialeinstückig miteinander verbunden sind.Guide ring (18) according to claim 1, characterized in that the outer wall (19), the inner wall (20) and the support elements (22) are integrally connected to one another. Führungsring (18) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, daß die Dicke (d1) der Außenwand (19) ein Vielfaches der Dicke (d2) der Innenwand (20) beträgt, insbesondere zwei- bis siebenmal so groß ist.Guide ring (18) according to claim 1 or 2, characterized in that the thickness (d 1 ) of the outer wall (19) is a multiple of the thickness (d 2 ) of the inner wall (20), in particular two to seven times as large. Führungsring (18) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, daß die Höhe (h) des Hohlraums (21) kleiner ist als die Dicke (d1) der Außenwand (19), aber größer als die Dicke (d2) der Innenwand (20).Guide ring (18) according to one of claims 1 to 3, characterized in that the height (h) of the cavity (21) is smaller than the thickness (d 1 ) of the outer wall (19) but larger than the thickness (d 2 ) the inner wall (20). Führungsring (18) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, d adurch gekennzeichnet, daß die Abstützelemente als Stifte (22) ausgebildet sind und der Abstand (A) zwischen Mittelachsen der Stifte (22) eineinhalb bis zweieinhalbmal so groß ist wie der Durchmesser (D) der Stifte (22). Guide ring (18) according to one of Claims 1 to 4, characterized in that the support elements are designed as pins (22) and the distance (A) between the central axes of the pins (22) is one and a half to two and a half times the diameter (D ) of the pins (22). Führungsring (18) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, d adurch gekennzeichnet, daß sich der Hohlraum (21) über mindestens die Hälfte der axialen Länge des Führungsrings (18) erstreckt, insbesondere über mindestens 75% der axialen Länge. Guide ring (18) according to one of claims 1 to 5, characterized in that the cavity (21) extends over at least half the axial length of the guide ring (18), in particular over at least 75% of the axial length. Führungsring (18) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, dadurch gekennzeichnet, daß die Innenwand (20) mindestens eine vom Hohlraum (21) in Richtung zum Rotor (12) verlaufende Ausnehmung (27) aufweist.Guide ring (18) according to one of claims 1 to 6, characterized in that the inner wall (20) has at least one recess (27) extending from the cavity (21) in the direction of the rotor (12). Führungsring (18) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, daß der Hohlraum (21) über mindestens eine Zuführung (37) mit einem Kühlmedium beaufschlagbar ist.Guide ring (18) according to one of claims 1 to 7, characterized in that the cavity (21) can be acted upon by at least one feed (37) with a cooling medium. Führungsring (18) nach Anspruch 8, dadurch gekennzeichnet, daß der Hohlraum (21) mit mindestens einer Abführung (38) für das Kühlmedium versehen ist.Guide ring (18) according to claim 8, characterized in that the cavity (21) is provided with at least one outlet (38) for the cooling medium. Verfahren zur Herstellung eines Führungsrings (18) für eine Turbine (10), insbesondere zur Herstellung eines Führungsrings gemäß einem der vorhergehenden Ansprüche, wobei ein Kern (33) zur Ausbildung eines Hohlraums (21) des Führungsrings (18) in eine Form (29) eingebracht, die Form (29) verschlossen und mit dem Material zur Ausbildung des Führungsrings (18) gefüllt wird, daß nach dem Abkühlen die Form (29) geöffnet, der Führungsring (18) zusammen mit dem Kern (33) entnommen wird und daß anschließend der Kern (33) entfernt wird, so daß der Hohlraum (21) freigegeben wird, dadurch gekennzeichnet, daß der Kern (33) mit einem oder mehreren Vorsprüngen (36; 40) zur Abstützung an der Form (29) versehen ist, um eine definierte Dicke (d1, d2) der den Hohlraum (21) begrenzenden Wände (19, 20) des Führungsrings (18) sicherzustellen.Method for producing a guide ring (18) for a turbine (10), in particular for producing a guide ring according to one of the preceding claims, wherein a core (33) for forming a cavity (21) of the guide ring (18) into a mold (29) introduced, the mold (29) closed and filled with the material for forming the guide ring (18), that after cooling the mold (29) is opened, the guide ring (18) is removed together with the core (33) and that subsequently the core (33) is removed so that the cavity (21) is released, characterized in that the core (33) is provided with one or more projections (36; 40) for support on the mold (29) in order to to ensure a defined thickness (d 1 , d 2 ) of the walls (19, 20) of the guide ring (18) delimiting the cavity (21). Verfahren nach Anspruch 10, dadurch gekennzeichnet, daß der Kern (33) einseitig oder beidseitig in der Form (29) abgestützt wird. A method according to claim 10, characterized in that the core (33) is supported on one or both sides in the mold (29). Gasturbine (10) mit einem Führungsring (18) nachdem der Ansprüche 1 bis 9.Gas turbine (10) with a guide ring (18) after the Claims 1 to 9.
    EP01108171A 2001-03-30 2001-03-30 Coolable turbine shroud and process of manufacturing the shroud Withdrawn EP1245792A1 (en)

    Priority Applications (1)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    EP01108171A EP1245792A1 (en) 2001-03-30 2001-03-30 Coolable turbine shroud and process of manufacturing the shroud

    Applications Claiming Priority (1)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    EP01108171A EP1245792A1 (en) 2001-03-30 2001-03-30 Coolable turbine shroud and process of manufacturing the shroud

    Publications (1)

    Publication Number Publication Date
    EP1245792A1 true EP1245792A1 (en) 2002-10-02

    Family

    ID=8177008

    Family Applications (1)

    Application Number Title Priority Date Filing Date
    EP01108171A Withdrawn EP1245792A1 (en) 2001-03-30 2001-03-30 Coolable turbine shroud and process of manufacturing the shroud

    Country Status (1)

    Country Link
    EP (1) EP1245792A1 (en)

    Cited By (6)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    EP1213444A2 (en) * 2000-12-01 2002-06-12 ROLLS-ROYCE plc Shroud segment for a turbine
    DE102008005482A1 (en) * 2008-01-23 2009-07-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine has compressor, which has set of shovels and running-in layer, which is connected with fluid supply device and provided with liquid flow through opening, where upper layer of running-in layer is made of liquid-tight material
    US8128344B2 (en) 2008-11-05 2012-03-06 General Electric Company Methods and apparatus involving shroud cooling
    DE102010045712A1 (en) * 2010-09-16 2012-03-22 Mtu Aero Engines Gmbh Turbo machine housing
    US8257016B2 (en) 2008-01-23 2012-09-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine with a compressor with self-healing abradable coating
    EP3034808A3 (en) * 2014-12-15 2016-08-24 United Technologies Corporation Casting core for blade outer air seal

    Citations (8)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    GB2124527A (en) * 1979-06-08 1984-02-22 Foseco Int Cavity former for use in the production of a metal casting mould having a riser
    US4573866A (en) * 1983-05-02 1986-03-04 United Technologies Corporation Sealed shroud for rotating body
    US5374161A (en) * 1993-12-13 1994-12-20 United Technologies Corporation Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot
    US5375973A (en) * 1992-12-23 1994-12-27 United Technologies Corporation Turbine blade outer air seal with optimized cooling
    EP0709550A1 (en) 1994-10-31 1996-05-01 General Electric Company Cooled shroud
    WO1999006672A1 (en) * 1997-07-29 1999-02-11 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade and a method for the production thereof
    EP0974734A2 (en) * 1998-07-18 2000-01-26 ROLLS-ROYCE plc Turbine shroud cooling
    US6047552A (en) * 1996-09-26 2000-04-11 Siemens Aktiengesellschaft Heat-shield component with cooling-fluid return and heat-shield configuration for a component directing hot gas

    Patent Citations (8)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    GB2124527A (en) * 1979-06-08 1984-02-22 Foseco Int Cavity former for use in the production of a metal casting mould having a riser
    US4573866A (en) * 1983-05-02 1986-03-04 United Technologies Corporation Sealed shroud for rotating body
    US5375973A (en) * 1992-12-23 1994-12-27 United Technologies Corporation Turbine blade outer air seal with optimized cooling
    US5374161A (en) * 1993-12-13 1994-12-20 United Technologies Corporation Blade outer air seal cooling enhanced with inter-segment film slot
    EP0709550A1 (en) 1994-10-31 1996-05-01 General Electric Company Cooled shroud
    US6047552A (en) * 1996-09-26 2000-04-11 Siemens Aktiengesellschaft Heat-shield component with cooling-fluid return and heat-shield configuration for a component directing hot gas
    WO1999006672A1 (en) * 1997-07-29 1999-02-11 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade and a method for the production thereof
    EP0974734A2 (en) * 1998-07-18 2000-01-26 ROLLS-ROYCE plc Turbine shroud cooling

    Cited By (10)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    EP1213444A2 (en) * 2000-12-01 2002-06-12 ROLLS-ROYCE plc Shroud segment for a turbine
    EP1213444A3 (en) * 2000-12-01 2004-02-04 ROLLS-ROYCE plc Shroud segment for a turbine
    DE102008005482A1 (en) * 2008-01-23 2009-07-30 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine has compressor, which has set of shovels and running-in layer, which is connected with fluid supply device and provided with liquid flow through opening, where upper layer of running-in layer is made of liquid-tight material
    US8257016B2 (en) 2008-01-23 2012-09-04 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gas turbine with a compressor with self-healing abradable coating
    US8128344B2 (en) 2008-11-05 2012-03-06 General Electric Company Methods and apparatus involving shroud cooling
    CN101737103B (en) * 2008-11-05 2014-12-17 通用电气公司 Method and device for cooling shield
    DE102010045712A1 (en) * 2010-09-16 2012-03-22 Mtu Aero Engines Gmbh Turbo machine housing
    DE102010045712B4 (en) * 2010-09-16 2013-01-03 Mtu Aero Engines Gmbh Turbo machine housing
    EP3034808A3 (en) * 2014-12-15 2016-08-24 United Technologies Corporation Casting core for blade outer air seal
    US10329934B2 (en) 2014-12-15 2019-06-25 United Technologies Corporation Reversible flow blade outer air seal

    Similar Documents

    Publication Publication Date Title
    DE60210684T2 (en) Seal of a turbine shroud ring
    DE60024517T2 (en) Turbine wall with grooves on the inside
    DE3211139C1 (en) Axial turbine blades, in particular axial turbine blades for gas turbine engines
    DE2913987C2 (en)
    DE102009016577B4 (en) Method for operating a battery cooling plate
    DE2555049C2 (en) Cooled turbine blade
    DE60209654T2 (en) A method of controlling the flow of cooling into a turbine blade and turbine blade with a flow control device
    EP1188500B1 (en) Apparatus and method for producing a turbine blade and turbine blade
    DE19809008C2 (en) Gas turbine blade
    DE112020000789B4 (en) HIGH TEMPERATURE COMPONENT AND METHOD FOR PRODUCING THE HIGH TEMPERATURE COMPONENT
    EP1113145A1 (en) Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge
    DE112016004862B4 (en) Blade, gas turbine equipped therewith and method for producing the blade
    EP1247602B1 (en) Method for producing an airfoil
    EP1267040A2 (en) Gas turbine blade
    DE60030030T2 (en) Cooling circuit for steam and air cooled turbine vanes
    EP2615243B1 (en) Blade ring segment for a fluid flow engine and method for producing the same
    DE2627670B2 (en) Cooled blade
    EP1245785B1 (en) Turbine airfoil manufacturing method
    EP0031174A1 (en) Cooled gasturbine blade
    DE60033768T2 (en) Core for adjusting the wall thickness of a turbine blade and method
    WO2019057743A1 (en) Blade for a turbine blade
    EP1431662B1 (en) Turbine combustor with closed circuit cooling
    EP1245792A1 (en) Coolable turbine shroud and process of manufacturing the shroud
    DE2127454A1 (en) Gas turbine
    EP1215363B1 (en) Cooled gas turbine blade

    Legal Events

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

    Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

    AK Designated contracting states

    Kind code of ref document: A1

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

    AX Request for extension of the european patent

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

    AKX Designation fees paid
    REG Reference to a national code

    Ref country code: DE

    Ref legal event code: 8566

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

    Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

    18D Application deemed to be withdrawn

    Effective date: 20030403