EP1557533A1 - Cooling of a turbine blade with a raised floor between blade and tip - Google Patents

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EP1557533A1
EP1557533A1 EP04001468A EP04001468A EP1557533A1 EP 1557533 A1 EP1557533 A1 EP 1557533A1 EP 04001468 A EP04001468 A EP 04001468A EP 04001468 A EP04001468 A EP 04001468A EP 1557533 A1 EP1557533 A1 EP 1557533A1
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EP
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blade
wall
cooling
turbine
tip
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Hans-Thomas Dr. Bolms
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Siemens AG
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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
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    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade with a for Tip of the turbine blade, along a blade axis, arranged in the form of a hollow profile airfoil and with a blade tip in the form of a hollow profile.
  • the invention also relates to a gas turbine with one along an axis the gas turbine extending flow channel with annular Cross section for acting on a working fluid and a number of blade stages arranged along the axis, wherein a blade stage is a number of annular arranged radially in the flow channel extending Having turbine blades, which can be acted upon by a cooling fluid are.
  • temperatures occur in the flow channel on, which lie in the range between 1000 ° C and 1400 ° C if this with a working fluid in the form of Hot gas is applied.
  • Turbine blades for recording the kinetic energy of the working fluid same are exposed to such pressures interpreted.
  • a turbine blade can take the form of a a rotor and attached to the rotor blade formed his.
  • both types of blades especially the tip of the turbine blade high thermal Exposed to stress. When a blade occurs In addition, the occurring due to the rotational movement of high mechanical Add burden.
  • the outer shape of the blade tip is primarily through an aerodynamic task determined. Farther play in the shaping manufacturing reasons one essential role.
  • a cooling technology Interpretation relevant. Namely long service life To reach, the tip must be cooled. Without Cooling the blade tip would rapidly oxidize it. The Lifetime requirements for vanes, and in particular on blades, but are still getting bigger. That means that Component temperature must be through the use of a cooling fluid be kept within reasonable limits.
  • the use of cooling fluid can be made efficient to the Overall efficiency and to increase the performance of a gas turbine.
  • a turbine blade and in particular a Turbine blade tip are proposed a number of measures Service.
  • the US 4,519,745 provides for cooling a Blade in the form of a hollow profile a corrugated Distribution of the inner wall of the hollow profile before.
  • a Blade tip is a variety of channels and one Recess in a bearing surface for the blade tip provided so that the blade tip from the outside with one transported over the channels and the recess Cooling fluid can be cooled.
  • the invention begins, whose task it is a turbine blade and a gas turbine with a turbine blade indicate that improved cooling of the Blade tip is provided.
  • the task is accomplished by the Invention solved by means of the turbine blade mentioned, in the present invention, the airfoil at his the Turbine blade end facing one in the hollow profile has transverse to the blade axis extending first wall and the blade tip at its remote from the turbine blade end Side one in the hollow profile transverse to the blade axis extending second wall, wherein the first wall and the second wall to form a cooling Opposite supporting floor.
  • the cooling means are in particular for cooling provided the blade tip and represent measures that an improved heat transfer between the blade and the cooling medium support.
  • the essential realization of the invention is that the one formed by the first and the second wall Double bottom particularly effective for attaching Cooling agents as the heat transfer improving Measure is appropriate and thus to a particularly efficient Cooling of the blade tip can be used.
  • the Invention is based on the consideration that the geometry a double floor a particularly suitable basis for a cooling agent. There are different ones Types of cooling equipment in question, all within the framework of the geometry of said double floor are very effectively interpretable.
  • the first and / or the second are Wall around a wall that extends over the entire cross section of the hollow profile in the interior of the hollow profile transverse to the blade axis extends, preferably perpendicular to the blade axis, so horizontal.
  • the formed according to the concept of the invention and cooling means carrying double bottom sees So the formation of a cavity between the first wall and the second wall in front.
  • the cooling means is a means from the group consisting of: turbulator agent, impingement coolant and film coolant. That come useful to Increase of cooling efficiency the principle of turbulators, Impact cooling and film cooling or other measures to Increase of the cooling effect of the used cooling medium or for lowering the external hot gas temperature individually or in Combination for use.
  • the turbulator contributes to the formation of the turbulator means the first wall and / or the second wall a number of swirling elements.
  • Such swirling serve for Turbulation of a cooling fluid when the turbine blade with a cooling fluid is applied.
  • This is in particular the Turbulence of the cooling fluid between the first wall and the second wall, ie in the above-mentioned cavity, appropriate.
  • Suitably serves an arrangement of nipples, dimples or other suitable formations, e.g. Stege u.a., on the hollow profile or the walls.
  • Further turbulence elements also have a beneficial effect in terms of heat dissipation from the blade tip, such as a suitable one Arrangement of ribs or joints.
  • the first wall has a number of impingement cooling holes that allow it when the turbine blade is exposed to cooling fluid, bouncing the cooling fluid onto the second wall.
  • An impingement cooling opening in the first Wand is characterized in particular by the fact that they are in one Angle in the range of about 0 ° measured to the blade axis, that is perpendicular to the second wall, is arranged.
  • a fair spatial proximity of the second wall lead to the first wall to that one through the baffle cooling holes with suitable Compressive cooling fluid bounces on the second wall and
  • a film coolant the second wall and / or the hollow profile of the blade tip contributes to the formation of a film coolant the second wall and / or the hollow profile of the blade tip a Number of film cooling holes that allow it to be applied the turbine blade with cooling fluid a film of cooling fluid to create on the wall structure of the blade tip.
  • film cooling openings thus lead in the direction the turbine blade end obliquely from inside to outside and conduct cooling fluid to the inner wall and / or outer wall of the Blade tip.
  • a film cooling opening is thus essentially measured at an angle of ⁇ 90 ° and significantly greater than 0 ° arranged to the blade axis in the second wall.
  • film cooling holes for cooling the airfoil possibly also on the first wall, be provided. Further Measures can be through additional cooling holes or cooling channels will be realized.
  • the wall structure of the blade tip a higher porosity and / or have a smaller wall thickness than the wall structure of the airfoil.
  • the second wall is a closure means for a core holding hole in the first wall.
  • a retaining bore for the blade also referred to as core holding bore provided.
  • the second wall is a plug or other closure means for the core holding bore, so in one assembled condition of airfoil and Blade tip the closure means on the second wall the Core holding hole in the first wall closes.
  • the airfoil and the blade tip from different Materials are poured.
  • that is Airfoil cast from a high-strength material.
  • the blade tip is made of a highly heat-conductive Poured material.
  • This type of training is the consideration underlying that the airfoil especially in terms of mechanical requirements, mainly due to the rotational Load a blade should be designed.
  • especially the blade tip in terms of cooling technology Measures due to one over one Blade sheet higher thermal load interpret.
  • the blade tip is advantageous to the blade in the Soldered and / or welded frame of a joining process.
  • a mechanical connection is also additional or alternative possible.
  • the invention also leads to a gas turbine initially mentioned Type in which the turbine blades explained above Art are formed.
  • Figure 1 shows a on a rotor 3 a not shown Gas Turbine Attached Blade 1.
  • the Blade 1 is one of a number of annularly arranged, radially into a flow channel 5 of the gas turbine extending turbine blades, which in their entirety a Shovel stage form, resulting in the annular cross-section the flow channel 5 extends.
  • a variety of such annular blade stages is as well as the Flow channel along an axis 7 of the not shown Gas turbine arranged.
  • the flow channel 5 is with a working fluid 9 in the form of a hot gas mixture applied, which relaxes under the drive of the blade 1 and thus its kinetic energy with rotation of the rotor to drive a generator, not shown.
  • Blade 1 points toward turbine blade end 29, arranged one after the other along their blade axis 11
  • Platform area 13 arranged in the form of a hollow profile Airfoil 15 and arranged in the form of a hollow profile Blade tip 17 on.
  • the platform area 13 comprises while a paddle platform for limiting the Flow channel 5 and a blade root, in detail are not shown.
  • the blade 1 is as present indicated schematically, via a channel system 19 with a Cooling fluid 21 acted upon.
  • the cooling system 19 has also via suitable dosing means 23, the feeder 25th of the cooling fluid 21 in the blade can control and the indicated here only schematically by the reference numeral 23 are.
  • the cooling of the blade 1 extends in particular also on the blade 15 and the blade tip 17th
  • FIGS. 2 and 3 a first and second are shown particularly preferred embodiment of the design of the cooling system 19 in the area 27 between the blade 15 and the blade tip 17 shown.
  • the transition area 27 in particular includes the blade 15 at its the Turbine blade end 29 of the turbine blade 1 facing Side and the blade tip 17 at its from the turbine blade end 29 of the blade 1 side facing away.
  • FIG 2 shows a first preferred embodiment of a Blade 31 in the transition region 27 of Figure 1 in a perspective sectional view.
  • the blade 31 has a trained as a hollow profile airfoil 33 and a formed as a hollow profile blade tip 35.
  • the hollow profile of the blade 33 has a cavity 37 on and the hollow profile of the blade tip 35 has a Cavity 39, which is part of the illustrated in Figure 1 Cooling system 19 and can be acted upon with cooling fluid.
  • the airfoil 33 has at its one shown in Figure 1 Turbine blade end 29 of the turbine blade 31 facing Side transverse to the blade axis 11 extending first wall 41.
  • the blade tip 35 has at its from the turbine blade end 29 of the turbine blade shown in Figure 1 1 opposite side transverse to the blade axis 11 extending second wall 43.
  • the first wall 41 and the second wall 43 are thereby forming a double floor 45 opposite.
  • a double bottom 45 is between the first wall 41 and the second wall 43, the both horizontally over the entire cross section of the hollow profile extend, a cavity 47 formed.
  • the raised floor 45 carries thereby cooling technical means, which in the following are explained in detail.
  • the second carries Wall 43 a number of vortex or turbulator elements in the form of nipples 49 and dimples 51.
  • a nipple 49 is thereby formed in the cavity 47 into the second wall 43.
  • a dimple 51 extends the cavity 47 in the form of a Recess in the second wall 43.
  • the aforementioned swirling elements mainly serve to swirl a cooling fluid, through the impingement cooling holes 53 in the first Wall 41 can be supplied to the cavity 47.
  • the impact cooling openings 53 are perpendicular to the second wall 43rd arranged.
  • first wall 41 is so close the second wall 43 arranged that a corresponding pressurized Cooling medium on the impingement cooling openings 53 on the second wall 43 bounces and the blade tip 35 over the second web 43 effectively cools in the context of an impingement cooling.
  • swirling elements in the form of nipples 49 and dimpling 51 is this explained impact cooling yet strengthened. That is, heat absorbed in the blade tip is thereby effectively dissipated by the cooling fluid.
  • the second wall 43 has a first number of Film cooling holes 55 and a second number of film cooling holes 57 on.
  • a first film cooling opening 55 is in Direction of the turbine blade end 29 of the turbine blade 31st oriented obliquely from the inside out and can thus open up adequately gentle way a film of cooling fluid on the inner wall 59 make the blade tip 35.
  • An even more obliquely arranged second film cooling opening 57 allows it's about the same mechanism another movie from cooling fluid on the outer wall 61 of the blade tip 35 produce.
  • the wall structure of the blade tip 35th a wall thickness 63 which is less than the wall thickness 65 of the wall structure of the airfoil 33.
  • a higher porosity not shown, than the wall structure of the airfoil 33.
  • first embodiment of a blade 31 is thus a cavity 47 comprising double floor 45 of the blade 31 advantageously with cooling technology Provided means that are better than before allow the blade tip 35 to effectively cool and with it Save cooling medium, which is the overall efficiency of a Gas turbine can increase.
  • a blade 31 advantageously in the context of a manufacturing process producing a separate casting process, and thus a separate production of the airfoil 33rd on the one hand and the blade tip on the other hand provides. The separately cast blade tip 35 is then disconnected cast airfoil 33 to form the double bottom 45 and the cavity 47 soldered.
  • the most advantageous Raised floor 45 with cavity 47 and Cooling means can therefore be particularly useful via a separate pouring process for blade tip 35 and airfoil 33 reach as explained.
  • the airfoil 33 from another Material can be poured as the blade tip 35.
  • the airfoil 33 is expediently in terms its greater mechanical stress from one high strength material poured while the blade tip 35 in terms of their higher thermal stress a high thermal conductivity material, e.g. a cobalt material, is poured.
  • FIG. 1 A particularly preferred second embodiment of a blade 1 is shown in FIG to a simplification of the manufacturing process in addition to the first embodiment shown in Figure 2 has further elements.
  • the remaining features of Figure 2 are provided in Figure 3 with the same reference numerals.
  • the one shown here Core holding hole 77 which is available by casting, be closed particularly reliable.
  • the connection between blade tip 85 and blade 73 is present by a particularly suitable welding method in the joining area 87 produced.
  • the connecting surfaces between Leave bucket tip 85 and blade 73 in joint area 87 Produce very easily and precisely.
  • the closure the core holding hole 77 is in the context of a special measured fit of the plug 81 on the Core holding hole 77.
  • Both in the first preferred embodiment shown in FIG the blade 31 as well as in the in FIG. 3 shown particularly preferred second embodiment of Blade 71 can be in the context of a separate production of airfoil 33, 73 and blade tip 35, 85 nevertheless relatively complex cooling means in a relatively simple way as part of a casting Provide manufacturing process in the blade profile 31, 71 and thus a particularly efficient cooling of the blade tip Reach 35, 85.

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Abstract

The turbine blade (31) has a blade vane (33) arranged along a blade axis (11) in the form of a hollow profile and a blade tip (35) in the form of a hollow profile. The blade vane has a first wall (41) in the hollow profile transverse to the blade axis on the side facing the blade end and the blade tip has a second wall (43) in the hollow profile on the side remote from the blade end. The first and second walls are opposed so as to form a double floor (45) carrying a cooling medium : An independent claim is also included for a gas turbine with an inventive blade.

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel mit einem zur Spitze der Turbinenschaufel hin, entlang einer Schaufelachse, in Form eines Hohlprofils angeordneten Schaufelblatt und mit einer Schaufelspitze in Form eines Hohlprofils. Die Erfindung betrifft auch eine Gasturbine mit einem entlang einer Achse der Gasturbine sich erstreckenden Strömungskanal mit ringförmigem Querschnitt zur Beaufschlagung mit einem Arbeitsfluid und einer Anzahl von entlang der Achse angeordneten Schaufelstufen, wobei eine Schaufelstufe eine Anzahl von ringförmig angeordneten sich radial in den Strömungskanal erstreckende Turbinenschaufeln aufweist, die mit einem Kühlfluid beaufschlagbar sind.The invention relates to a turbine blade with a for Tip of the turbine blade, along a blade axis, arranged in the form of a hollow profile airfoil and with a blade tip in the form of a hollow profile. The invention also relates to a gas turbine with one along an axis the gas turbine extending flow channel with annular Cross section for acting on a working fluid and a number of blade stages arranged along the axis, wherein a blade stage is a number of annular arranged radially in the flow channel extending Having turbine blades, which can be acted upon by a cooling fluid are.

Bei einer Gasturbine obiger Art treten im Strömungskanal Temperaturen auf, die im Bereich zwischen 1000°C und 1400°C liegen können, wenn dieser mit einem Arbeitsfluid in Form von Heißgas beaufschlagt wird. Turbinenschaufeln, die zur Aufnahme der kinetischen Energie des Arbeitsfluids demselben ausgesetzt sind, sind im Hinblick auf derartige Belastungen auszulegen. Eine Turbinenschaufel kann in Form einer sich mit einem Rotor und an dem Rotor befestigten Laufschaufel ausgebildet sein. Weiters kann eine Turbinenschaufel in Form einer am Gehäuse einer Turbine fest angebrachten Leitschaufel ausgebildet sein. Gleichermaßen ist bei beiden Schaufelarten insbesondere die Spitze der Turbinenschaufel hohen thermischen Belastungen ausgesetzt. Bei einer Laufschaufel tritt zudem die durch die Rotationsbewegung auftretende hohe mechanische Belastung hinzu.In a gas turbine of the above type, temperatures occur in the flow channel on, which lie in the range between 1000 ° C and 1400 ° C if this with a working fluid in the form of Hot gas is applied. Turbine blades for recording the kinetic energy of the working fluid same are exposed to such pressures interpreted. A turbine blade can take the form of a a rotor and attached to the rotor blade formed his. Furthermore, a turbine blade in the form of a formed on the housing of a turbine fixedly mounted vane his. Similarly, with both types of blades especially the tip of the turbine blade high thermal Exposed to stress. When a blade occurs In addition, the occurring due to the rotational movement of high mechanical Add burden.

Die äußere Formgebung der Schaufelspitze ist primär durch eine aerodynamische Aufgabenstellung bestimmt. Weiterhin spielen bei der Formgebung fertigungstechnische Gründe eine wesentliche Rolle. Daneben ist für die weitere Ausgestaltung einer Turbinenschaufel, und dabei insbesondere der Schaufelspitze, infolge der hohen thermischen Belastungen eine kühlungstechnische Auslegung relevant. Um nämlich hohe Standzeiten zu erreichen, muss die Spitze gekühlt werden. Ohne Kühlung der Schaufelspitze würde diese rasch oxidieren. Die Lebensdauer-Anforderungen an Leitschaufeln, und insbesondere an Laufschaufeln, werden dennoch immer größer. Das heißt die Bauteiltemperatur muss durch den Einsatz von einem Kühlfluid innerhalb gut vertretbarer Grenzen gehalten werden. Darüber hinaus sollte bei der kühlungstechnischen Auslegung einer Turbinenschaufel, insbesondere einer Laufschaufel, bei der insbesondere die Auslegung der Schaufelspitze relevant ist, der Einsatz von Kühlfluid effizient gestaltet werden, um den Gesamtwirkungsgrad und die Leistung einer Gasturbine zu steigern.The outer shape of the blade tip is primarily through an aerodynamic task determined. Farther play in the shaping manufacturing reasons one essential role. In addition, for the further embodiment a turbine blade, and in particular the blade tip, due to the high thermal loads a cooling technology Interpretation relevant. Namely long service life To reach, the tip must be cooled. Without Cooling the blade tip would rapidly oxidize it. The Lifetime requirements for vanes, and in particular on blades, but are still getting bigger. That means that Component temperature must be through the use of a cooling fluid be kept within reasonable limits. About that In addition, in the cooling design of a Turbine blade, in particular a blade, in the in particular the design of the blade tip is relevant, The use of cooling fluid can be made efficient to the Overall efficiency and to increase the performance of a gas turbine.

Zur Kühlung einer Turbinenschaufel und insbesondere einer Turbinenschaufelspitze sind eine Reihe von Maßnahmen vorgeschlagen worden. Die US 4,519,745 sieht zur Kühlung eines Schaufelblatts in Form eines Hohlprofils eine geriffelte Aufteilung der Innenwand des Hohlprofils vor. Zur Kühlung einer Schaufelspitze ist eine Vielzahl von Kanälen und eine Aussparung in einer Lageraufnahmefläche für die Schaufelspitze vorgesehen, so dass die Schaufelspitze von außen mit einem über die Kanäle und die Aussparung transportierten Kühlfluid gekühlt werden kann.For cooling a turbine blade and in particular a Turbine blade tip are proposed a number of measures Service. The US 4,519,745 provides for cooling a Blade in the form of a hollow profile a corrugated Distribution of the inner wall of the hollow profile before. For cooling a Blade tip is a variety of channels and one Recess in a bearing surface for the blade tip provided so that the blade tip from the outside with one transported over the channels and the recess Cooling fluid can be cooled.

Die DE 198 131 73 A1 offenbart eine gekühlte Laufschaufel einer Gasturbine, dessen Schaufelblatt im Hohlprofil eine Vielzahl von Stegen trägt, welche als Verwirbelungseinrichtungen dienen. Ein Schirmblech oder Deck- oder Schaufelversteifungsband ist des Weiteren am Ende der Laufschaufel angeordnet. Eine Kühlluftöffnung und ein Kühlluftauslass stehen mit dem Hohlprofil um dieses Deckband herum in Verbindung. Des Weiteren ist das Deckband verformt und weist einen schmalen mittleren Abschnitt auf, so dass dieses Deckband leichtgewichtig gemacht wird. In ähnlicher Weise sind viele Deckband-Kühlluftöffnungen parallel zueinander derart ausgebildet, dass eine Gestalt vorgesehen wird, mittels derer die Kühlluft von dem Kühlluftauslass nach außen abgelassen werden kann.DE 198 131 73 A1 discloses a cooled blade of a Gas turbine whose blade in the hollow section a variety of webs carries, which as swirling devices serve. A shroud or deck or paddle stiffening band is further arranged at the end of the blade. A cooling air opening and a cooling air outlet stand with the Hollow profile around this shroud around in conjunction. Furthermore The shroud is deformed and has a narrow middle Section on, making this shroud lightweight is done. Similarly, many shroud cooling air openings formed parallel to each other such that a shape is provided by means of which the cooling air from the cooling air outlet can be discharged to the outside.

Es ist auch bekannt eine Laufschaufelspitze dadurch intensiv zu kühlen, dass Bohrungen im Hohlprofil der Schaufelspitze selbst vorgesehen sind, um eine Schaufelspitze im Rahmen einer Filmkühlung zu kühlen. Dabei wird ein Kühlfluid aus den Bohrungen getrieben und legt sich in Form eines Films kühlend auf die Außenoberfläche des Hohlprofils. Bei den oben genannten Turbinenschaufeln besteht das Problem, dass einerseits die Kühlung einer Schaufelspitze noch effizienter gestaltet werden kann, aber zum anderen die kühlungstechnische Auslegung einer Schaufelspitze im Vergleich zum Schaufelblatt zu komplex ist, als dass sie fertigungstechnisch vorteilhaft hergestellt werden könnte.It is also known to intensify a blade tip to cool that holes in the hollow profile of the blade tip even provided to a blade tip in the frame to cool a film cooling. In this case, a cooling fluid from the Drilled holes and lays in the form of a film cooling on the outer surface of the hollow profile. At the above Turbine blades is the problem that on the one hand the cooling of a blade tip made even more efficient but on the other hand the cooling technology Design of a blade tip in comparison to the blade is too complex to be advantageous in terms of manufacturing technology could be produced.

Wünschenswert wäre, zur Steigerung der Leistung und des Gesamtwirkungsgrads einer Gasturbine, eine Turbinenschaufel, bei der ein Einsatz von Kühlmedium möglichst effizient gestaltet werden kann und die sich zudem leichter herstellen lässt.It would be desirable to increase performance and overall efficiency a gas turbine, a turbine blade, in which a use of cooling medium designed as efficiently as possible and that are easier to manufacture leaves.

An dieser Stelle setzt die Erfindung an, deren Aufgabe es ist, eine Turbinenschaufel und eine Gasturbine mit einer Turbinenschaufel anzugeben, bei der eine verbesserte Kühlung der Schaufelspitze vorgesehen ist.At this point, the invention begins, whose task it is a turbine blade and a gas turbine with a turbine blade indicate that improved cooling of the Blade tip is provided.

Betreffend die Turbinenschaufel wird die Aufgabe durch die Erfindung mittels der eingangs genannten Turbinenschaufel gelöst, bei der erfindungsgemäß das Schaufelblatt an seiner dem Turbinenschaufelende zugewandten Seite eine im Hohlprofil quer zur Schaufelachse verlaufende erste Wand aufweist und die Schaufelspitze an ihrer von dem Turbinenschaufelende abgewandten Seite eine im Hohlprofil quer zur Schaufelachse verlaufenden zweite Wand aufweist, wobei sich die erste Wand und die zweite Wand unter Bildung eines kühlungstechnische Mittel tragenden Doppelbodens gegenüberliegen.Regarding the turbine blade, the task is accomplished by the Invention solved by means of the turbine blade mentioned, in the present invention, the airfoil at his the Turbine blade end facing one in the hollow profile has transverse to the blade axis extending first wall and the blade tip at its remote from the turbine blade end Side one in the hollow profile transverse to the blade axis extending second wall, wherein the first wall and the second wall to form a cooling Opposite supporting floor.

Die kühlungstechnischen Mittel sind insbesondere zur Kühlung der Schaufelspitze vorgesehen und stellen Maßnahmen dar, die einen verbesserten Wärmeübergang zwischen Schaufel und Kühlmedium unterstützen. Die wesentliche Erkenntnis der Erfindung liegt darin, dass der durch die erste und die zweite Wand gebildete Doppelboden besonders effektiv zur Anbringung von kühlungstechnischen Mitteln als den Wärmeübergang verbessernde Maßnahme geeignet ist und damit zu einer besonders effizienten Kühlung der Schaufelspitze genutzt werden kann. Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass die Geometrie eines Doppelbodens eine besonders geeignete Grundlage für ein kühlungstechnisches Mittel ist. Dabei kommen unterschiedliche Arten von kühlungstechnischen Mitteln in Frage, die allesamt im Rahmen der Geometrie des genannten Doppelbodens sehr effektiv auslegbar sind.The cooling means are in particular for cooling provided the blade tip and represent measures that an improved heat transfer between the blade and the cooling medium support. The essential realization of the invention is that the one formed by the first and the second wall Double bottom particularly effective for attaching Cooling agents as the heat transfer improving Measure is appropriate and thus to a particularly efficient Cooling of the blade tip can be used. The Invention is based on the consideration that the geometry a double floor a particularly suitable basis for a cooling agent. There are different ones Types of cooling equipment in question, all within the framework of the geometry of said double floor are very effectively interpretable.

Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind den Unteransprüchen zu entnehmen und geben im Einzelnen vorteilhafte Möglichkeiten an die Turbinenschaufel hinsichtlich der Kühlung der Schaufelspitze mit einer ganzen Reihe von weiteren Vorteilen gegenüber bisher üblichen Maßnahmen auszugestalten. Vorteilhaft handelt es sich bei der ersten und/oder der zweiten Wand um eine Wand, die sich über den gesamten Querschnitt des Hohlprofils im Innenraum des Hohlprofils quer zur Schaufelachse erstreckt, vorzugsweise senkrecht zur Schaufelachse, also horizontal. Der gemäß dem Konzept der Erfindung gebildete und kühlungstechnische Mittel tragende Doppelboden sieht also die Bildung eines Hohlraums zwischen der ersten Wand und der zweiten Wand vor.Advantageous developments of the invention are the subclaims to take and give in particular advantageous Possibilities for the turbine blade with regard to cooling the blade tip with a whole bunch of others To design advantages over previously customary measures. Advantageously, the first and / or the second are Wall around a wall that extends over the entire cross section of the hollow profile in the interior of the hollow profile transverse to the blade axis extends, preferably perpendicular to the blade axis, so horizontal. The formed according to the concept of the invention and cooling means carrying double bottom sees So the formation of a cavity between the first wall and the second wall in front.

Zweckmäßigerweise ist das kühlungstechnische Mittel ein Mittel aus der Gruppe bestehend aus: Turbulatormittel, Prallkühlmittel und Filmkühlmittel. D.h. zweckmäßig kommen zur Steigerung der Kühlungseffizienz das Prinzip der Turbulatoren, Prallkühlung und Filmkühlung oder andere Maßnahmen zur Erhöhung der Kühlwirkung des eingesetzten Kühlmediums oder zur Absenkung der äußeren Heißgastemperatur einzeln oder in Kombination zur Anwendung.Conveniently, the cooling means is a means from the group consisting of: turbulator agent, impingement coolant and film coolant. That come useful to Increase of cooling efficiency the principle of turbulators, Impact cooling and film cooling or other measures to Increase of the cooling effect of the used cooling medium or for lowering the external hot gas temperature individually or in Combination for use.

Vorteilhafterweise trägt zur Bildung des Turbulatormittels die erste Wand und/oder die zweite Wand eine Anzahl von Verwirbelungselementen. Solche Verwirbelungselemente dienen zur Verwirbelung eines Kühlfluids, wenn die Turbinenschaufel mit einem Kühlfluid beaufschlagt wird. Dazu ist insbesondere die Verwirbelung des Kühlfluids zwischen der ersten Wand und der zweiten Wand, also im oben genannten Hohlraum, zweckmäßig. Geeigneterweise dient dazu eine Anordnung von Nippeln, Dimpeln oder anderen geeigneten Anformungen, z.B. Stege u.a., an dem Hohlprofil oder den Wänden. Weitere Verwirbelungselemente haben zudem eine vorteilhafte Wirkung hinsichtlich der Wärmeableitung von der Schaufelspitze, wie z.B. eine geeignete Anordnung von Rippen oder Fugen.Advantageously, contributes to the formation of the turbulator means the first wall and / or the second wall a number of swirling elements. Such swirling serve for Turbulation of a cooling fluid when the turbine blade with a cooling fluid is applied. This is in particular the Turbulence of the cooling fluid between the first wall and the second wall, ie in the above-mentioned cavity, appropriate. Suitably serves an arrangement of nipples, dimples or other suitable formations, e.g. Stege u.a., on the hollow profile or the walls. Further turbulence elements also have a beneficial effect in terms of heat dissipation from the blade tip, such as a suitable one Arrangement of ribs or joints.

Zweckmäßigerweise trägt zur Bildung eines Prallkühlmittels die erste Wand eine Anzahl von Prallkühlöffnungen, die es erlauben bei Beaufschlagung der Turbinenschaufel mit Kühlfluid, das Kühlfluid auf die zweite Wand prallen zu lassen. Dazu wird ein Kühlfluid vom Schaufelblatt her zur Schaufelspitze zunächst durch die erste Wand und dann ggf. zusätzlich durch die zweite Wand geleitet. Eine Prallkühlöffnung in der ersten Wand zeichnet sich insbesondere dadurch aus, dass sie in einem Winkel im Bereich von etwa 0° gemessen zur Schaufelachse, also senkrecht zur zweiten Wand, angeordnet ist. Eine angemessene räumliche Nähe der zweiten Wand zur ersten Wand führen dazu, dass ein durch die Prallkühlöffnungen mit geeignetem Druck tretendes Kühlfluid auf die zweite Wand prallt und diese sowie die Schaufelspitze besonders effizient im Rahmen der Prallkühlung kühlt. Diese Maßnahme kann insbesondere durch eine Anordnung von Verwirbelungselementen obiger Art an der zweiten Wand noch effektiver gestaltet werden. Conveniently contributes to the formation of an impingement coolant the first wall has a number of impingement cooling holes that allow it when the turbine blade is exposed to cooling fluid, bouncing the cooling fluid onto the second wall. To becomes a cooling fluid from the blade to the blade tip first through the first wall and then possibly through passed the second wall. An impingement cooling opening in the first Wand is characterized in particular by the fact that they are in one Angle in the range of about 0 ° measured to the blade axis, that is perpendicular to the second wall, is arranged. A fair spatial proximity of the second wall lead to the first wall to that one through the baffle cooling holes with suitable Compressive cooling fluid bounces on the second wall and These and the blade tip are particularly efficient in the frame the impingement cooling cools. This measure can in particular by an arrangement of swirling elements of the above type the second wall can be made even more effective.

Zweckmäßigerweise trägt zur Bildung eines Filmkühlmittels die zweite Wand und/oder das Hohlprofil der Schaufelspitze eine Anzahl von Filmkühlöffnungen, die es erlauben bei Beaufschlagung der Turbinenschaufel mit Kühlfluid einen Film aus Kühlfluid auf der Wandstruktur der Schaufelspitze zu erzeugen. Insbesondere führen solche Filmkühlöffnungen also in Richtung des Turbinenschaufelendes schräg von innen nach außen und leiten Kühlfluid auf die Innenwand und/oder Außenwand der Schaufelspitze. Eine Filmkühlöffnung ist also im Wesentlichen in einem Winkel von ≤ 90° und deutlich größer als 0° gemessen zur Schaufelachse in der zweiten Wand angeordnet. Darüber hinaus können Filmkühlöffnungen zur Kühlung des Schaufelblattes ggf. auch an der ersten Wand, vorgesehen sein. Weitere Maßnahmen können durch weitere Kühlöffnungen oder Kühlkanäle realisiert werden.Appropriately, contributes to the formation of a film coolant the second wall and / or the hollow profile of the blade tip a Number of film cooling holes that allow it to be applied the turbine blade with cooling fluid a film of cooling fluid to create on the wall structure of the blade tip. In particular, such film cooling openings thus lead in the direction the turbine blade end obliquely from inside to outside and conduct cooling fluid to the inner wall and / or outer wall of the Blade tip. A film cooling opening is thus essentially measured at an angle of ≤ 90 ° and significantly greater than 0 ° arranged to the blade axis in the second wall. About that In addition, film cooling holes for cooling the airfoil possibly also on the first wall, be provided. Further Measures can be through additional cooling holes or cooling channels will be realized.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung kann die Wandstruktur der Schaufelspitze eine höhere Porosität und/oder eine geringere Wandstärke aufweisen als die Wandstruktur des Schaufelblatts. Dies betrifft vor allem auch die äußeren Wände der Schaufelspitze und des Schaufelblatts. Dies hat den Vorteil, dass die zu kühlende Masse einer Schaufelspitze möglichst gering gehalten ist. Weiterhin ist es möglich das Schaufelblatt und die Schaufelspitze aus unterschiedlichen Materialien herzustellen, um besondere Vorteile wie z.B. geringes Gewicht oder hohe Wärmeleitfähigkeit der Schaufelspitze oder z.B. hohe Festigkeit des Schaufelblatts gleichzeitig realisieren zu können.According to an advantageous embodiment of the invention can the wall structure of the blade tip a higher porosity and / or have a smaller wall thickness than the wall structure of the airfoil. This concerns especially the outer walls of the blade tip and the blade. This has the advantage that the mass to be cooled a blade tip kept as low as possible. It continues possible the blade and the blade tip of different Materials to produce special benefits such as. low weight or high thermal conductivity of the Blade tip or e.g. high strength of the airfoil to realize at the same time.

Gemäß einer besonders bevorzugten Weiterbildung der Erfindung hat es sich im Rahmen des oben erläuterten Konzepts als besonders vorteilhaft erwiesen, dass das Schaufelblatt und die Schaufelspitze, im Rahmen des Herstellungsverfahrens, getrennt, z.B. in einem Gussverfahren, hergestellt wird. Auf diese Weise ist es nämlich besonders einfach möglich den oben genannten Doppelboden und den damit für kühlungstechnische Maßnahmen zur Verfügung stehenden Hohlraum herzustellen. According to a particularly preferred embodiment of the invention In the context of the concept described above, it has become particularly special proved advantageous that the blade and the Blade tip, as part of the manufacturing process, separated, e.g. in a casting process. On this way, it is particularly easy the above called double floor and thus for cooling technology To make measures available cavity.

Gusstechnisch stellt die Bildung einer solchen Geometrie üblicherweise ein Problem dar, wenn die Turbinenschaufel im Ganzen hätte gegossen werden müssen. Die Anordnung der obigen Hohlräume und der genannten kühlungstechnischen Mittel lässt sich besonders einfach durch die getrennte Herstellung von Schaufelblatt und Schaufelspitze bewirken.By casting, the formation of such a geometry usually a problem if the turbine blade in the The whole thing should have been poured. The arrangement of the above Cavities and said cooling means leaves especially easy by the separate production of Effect the blade and blade tip.

Im Rahmen oben genannter besonders bevorzugter Weiterbildung erweist es sich darüber hinaus als besonders vorteilhaft, dass die zweite Wand ein Verschlussmittel für eine Kernhaltebohrung in der ersten Wand aufweist. Bei einem getrennten Gießvorgang für das Schaufelblatt und die Schaufelspitze wäre im Rahmen des Gussverfahrens für das Schaufelblatt zweckmäßigerweise in der ersten Wand eine Haltebohrung für das Schaufelblatt, auch als Kernhaltebohrung bezeichnet, vorzusehen. Bei einer getrennt gegossenen Schaufelspitze kann zweckmäßigerweise die zweite Wand einen Stopfen oder ein anderes Verschlussmittel für die Kernhaltebohrung tragen, so dass in einem zusammengesetzten Zustand von Schaufelblatt und Schaufelspitze das Verschlussmittel an der zweiten Wand die Kernhaltebohrung in der ersten Wand verschließt.In the context of the above-mentioned particularly preferred development In addition, it proves to be particularly advantageous that the second wall is a closure means for a core holding hole in the first wall. In a separate Casting process for the blade and the blade tip would be in the context of the casting process for the airfoil expediently in the first wall a retaining bore for the blade, Also referred to as core holding bore provided. For a separately cast blade tip may expediently the second wall is a plug or other closure means for the core holding bore, so in one assembled condition of airfoil and Blade tip the closure means on the second wall the Core holding hole in the first wall closes.

Des Weiteren hat es sich im Rahmen der obigen bevorzugten Weiterbildung der Erfindung auch als vorteilhaft erwiesen, dass das Schaufelblatt und die Schaufelspitze aus unterschiedlichen Materialien gegossen sind. Insbesondere ist das Schaufelblatt aus einem hochfesten Material gegossen. Insbesondere ist die Schaufelspitze aus einem hochwärmeleitenden Material gegossen. Diese Art der Ausbildung liegt die Überlegung zugrunde, dass das Schaufelblatt vor allem hinsichtlich mechanischer Anforderungen, vor allem aufgrund der rotatorischen Belastung einer Laufschaufel ausgelegt werden sollte. Dagegen ist vor allem die Schaufelspitze hinsichtlich kühlungstechnischer Maßnahmen aufgrund der gegenüber einem Schaufelblatt höheren thermischen Belastung auszulegen. Furthermore, it has been within the scope of the above preferred Development of the invention also proved to be advantageous that the airfoil and the blade tip from different Materials are poured. In particular, that is Airfoil cast from a high-strength material. In particular the blade tip is made of a highly heat-conductive Poured material. This type of training is the consideration underlying that the airfoil especially in terms of mechanical requirements, mainly due to the rotational Load a blade should be designed. In contrast, especially the blade tip in terms of cooling technology Measures due to one over one Blade sheet higher thermal load interpret.

Vorteilhaft ist die Schaufelspitze an das Schaufelblatt im Rahmen eines Fügeverfahrens angelötet und/oder angeschweißt. Eine mechanische Verbindung ist auch zusätzlich oder alternativ möglich.The blade tip is advantageous to the blade in the Soldered and / or welded frame of a joining process. A mechanical connection is also additional or alternative possible.

Die Erfindung führt auch auf eine Gasturbine eingangs genannter Art, bei der die Turbinenschaufeln nach oben erläuterter Art ausgebildet sind.The invention also leads to a gas turbine initially mentioned Type in which the turbine blades explained above Art are formed.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachfolgend anhand der Zeichnung beschrieben. Diese soll die Ausführungsbeispiele nicht maßgeblich darstellen, vielmehr ist die Zeichnung, wo zur Erläuterung dienlich, in schematisierter und/oder leicht verzerrter Form ausgeführt. Im Hinblick auf Ergänzungen der aus der Zeichnung unmittelbar erkennbaren Lehren wird auf den einschlägigen Stand der Technik verwiesen. Im Einzelnen zeigt die Zeichnung in:

  • FIG 1 eine schematisierte Darstellung einer mit Kühlfluid beaufschlagten Laufschaufel an einem Rotor einer Gasturbine,
  • FIG 2 eine erste bevorzugte Ausführungsform einer Laufschaufel mit einem Schaufelblatt und einer Schaufelspitze gemäß dem erläuterten Konzept,
  • FIG 3 eine zweite bevorzugte Ausführungsform einer Laufschaufel mit einem Schaufelblatt und einer Schaufelspitze gemäß oben erläutertem Konzept.
    • Embodiments of the invention are described below with reference to the drawing. This is not intended to represent the embodiments significantly, but the drawing, where appropriate for explanation, executed in a schematized and / or slightly distorted form. With regard to additions to the teachings directly recognizable from the drawing reference is made to the relevant prior art. In detail, the drawing shows in:
  • 1 shows a schematic representation of a rotor acted upon with cooling fluid on a rotor of a gas turbine,
  • 2 shows a first preferred embodiment of a blade with an airfoil and a blade tip according to the described concept,
  • 3 shows a second preferred embodiment of a blade with an airfoil and a blade tip according to the above-explained concept.

    • Figur 1 zeigt eine an einem Rotor 3 einer nicht näher dargestellten Gasturbine befestigte Laufschaufel 1. Die Laufschaufel 1 ist dabei eine von einer Anzahl von ringförmig angeordneten, sich radial in einen Strömungskanal 5 der Gasturbine erstreckenden Turbinenschaufeln, die in ihrer Gesamtheit eine Schaufelstufe bilden, die sich in den ringförmigen Querschnitt des Strömungskanals 5 erstreckt. Eine Vielzahl solcher ringförmigen Schaufelstufen ist dabei ebenso wie der Strömungskanal entlang einer Achse 7 der nicht näher dargestellten Gasturbine angeordnet. Der Strömungskanal 5 wird mit einem Arbeitsfluid 9 in Form eines Heißgasgemisches beaufschlagt, das sich unter Antrieb der Laufschaufel 1 entspannt und damit seine kinetische Energie unter Drehung des Rotors zum Antrieb eines nicht näher dargestellten Generators abgibt.Figure 1 shows a on a rotor 3 a not shown Gas Turbine Attached Blade 1. The Blade 1 is one of a number of annularly arranged, radially into a flow channel 5 of the gas turbine extending turbine blades, which in their entirety a Shovel stage form, resulting in the annular cross-section the flow channel 5 extends. A variety of such annular blade stages is as well as the Flow channel along an axis 7 of the not shown Gas turbine arranged. The flow channel 5 is with a working fluid 9 in the form of a hot gas mixture applied, which relaxes under the drive of the blade 1 and thus its kinetic energy with rotation of the rotor to drive a generator, not shown.

    Die Laufschaufel 1 weist zum Turbinenschaufelende 29 hin, entlang ihrer Schaufelachse 11 nacheinander angeordnet einen Plattformbereich 13, ein in Form eines Hohlprofils angeordnetes Schaufelblatt 15 und eine in Form eines Hohlprofils angeordnete Schaufelspitze 17 auf. Der Plattformbereich 13 umfasst dabei eine Schaufelplattform zur Begrenzung des Strömungskanals 5 und einen Schaufelfuß, die im Einzelnen nicht dargestellt sind. Die Laufschaufel 1 ist wie vorliegend schematisch angedeutet, über ein Kanalsystem 19 mit einem Kühlfluid 21 beaufschlagbar. Das Kühlsystem 19 verfügt dabei auch über geeignete Dosierungsmittel 23, die die Zuführung 25 des Kühlfluids 21 in die Laufschaufel regeln können und die hier nur schematisch mit den Bezugszeichen 23 angedeutet sind.Blade 1 points toward turbine blade end 29, arranged one after the other along their blade axis 11 Platform area 13, arranged in the form of a hollow profile Airfoil 15 and arranged in the form of a hollow profile Blade tip 17 on. The platform area 13 comprises while a paddle platform for limiting the Flow channel 5 and a blade root, in detail are not shown. The blade 1 is as present indicated schematically, via a channel system 19 with a Cooling fluid 21 acted upon. The cooling system 19 has also via suitable dosing means 23, the feeder 25th of the cooling fluid 21 in the blade can control and the indicated here only schematically by the reference numeral 23 are.

    Die Kühlung der Laufschaufel 1 erstreckt sich dabei insbesondere auch auf das Schaufelblatt 15 und die Schaufelspitze 17.The cooling of the blade 1 extends in particular also on the blade 15 and the blade tip 17th

    Im Einzelnen ist in den Figuren 2 und 3 eine erste und zweite besonders bevorzugte Ausführungsform der Auslegung des Kühlsystems 19 im Bereich 27 zwischen dem Schaufelblatt 15 und der Schaufelspitze 17 dargestellt. Der Übergangsbereich 27 umfasst dabei insbesondere das Schaufelblatt 15 an seiner dem Turbinenschaufelende 29 der Turbinenschaufel 1 zugewandten Seite und die Schaufelspitze 17 an ihrer von dem Turbinenschaufelende 29 der Laufschaufel 1 abgewandten Seite.More specifically, in FIGS. 2 and 3, a first and second are shown particularly preferred embodiment of the design of the cooling system 19 in the area 27 between the blade 15 and the blade tip 17 shown. The transition area 27 in particular includes the blade 15 at its the Turbine blade end 29 of the turbine blade 1 facing Side and the blade tip 17 at its from the turbine blade end 29 of the blade 1 side facing away.

    Während sich das oben erläuterte Konzept der Erfindung als besonders nützlich für die hier gezeigten Ausführungsformen einer Laufschaufel erweisen, so sollte dennoch klar sein, dass das beschriebene Konzept gleichermaßen im Rahmen einer Leitschaufel einer Gas- oder Dampfturbine umgesetzt werden kann.While the above-described concept of the invention as especially useful for the embodiments shown here a blade, it should be clear that the concept described equally within a Guide vane of a gas or steam turbine to be implemented can.

    Figur 2 zeigt eine erste bevorzugte Ausführungsform einer Laufschaufel 31 im Übergangsbereich 27 der Figur 1 in einer perspektivischen Schnittansicht. Die Laufschaufel 31 weist ein als Hohlprofil ausgebildetes Schaufelblatt 33 und eine als Hohlprofil ausgebildete Schaufelspitze 35 auf. Das Hohlprofil des Schaufelblatts 33 weist dabei einen Hohlraum 37 auf und das Hohlprofil der Schaufelspitze 35 weist dabei einen Hohlraum 39 auf, die Teil des in Figur 1 dargestellten Kühlsystems 19 sind und mit Kühlfluid beaufschlagbar sind. Das Schaufelblatt 33 weist an seiner dem in Figur 1 dargestellten Turbinenschaufelende 29 der Turbinenschaufel 31 zugewandten Seite eine quer zur Schaufelachse 11 verlaufende erste Wand 41 auf. Die Schaufelspitze 35 weist an ihrer von dem in Figur 1 dargestellten Turbinenschaufelende 29 der Turbinenschaufel 1 abgewandten Seite eine quer zur Schaufelachse 11 verlaufende zweite Wand 43 auf. Die erste Wand 41 und die zweite Wand 43 liegen sich dabei unter Bildung eines Doppelbodens 45 gegenüber. Durch die Bildung eines Doppelbodens 45 wird zwischen der ersten Wand 41 und der zweiten Wand 43, die sich beide über den gesamten Querschnitt des Hohlprofils horizontal erstrecken, ein Hohlraum 47 gebildet. Der Doppelboden 45 trägt dabei kühlungstechnische Mittel, die im Folgenden im Einzelnen erläutert sind.Figure 2 shows a first preferred embodiment of a Blade 31 in the transition region 27 of Figure 1 in a perspective sectional view. The blade 31 has a trained as a hollow profile airfoil 33 and a formed as a hollow profile blade tip 35. The hollow profile of the blade 33 has a cavity 37 on and the hollow profile of the blade tip 35 has a Cavity 39, which is part of the illustrated in Figure 1 Cooling system 19 and can be acted upon with cooling fluid. The airfoil 33 has at its one shown in Figure 1 Turbine blade end 29 of the turbine blade 31 facing Side transverse to the blade axis 11 extending first wall 41. The blade tip 35 has at its from the turbine blade end 29 of the turbine blade shown in Figure 1 1 opposite side transverse to the blade axis 11 extending second wall 43. The first wall 41 and the second wall 43 are thereby forming a double floor 45 opposite. Through the formation of a double bottom 45 is between the first wall 41 and the second wall 43, the both horizontally over the entire cross section of the hollow profile extend, a cavity 47 formed. The raised floor 45 carries thereby cooling technical means, which in the following are explained in detail.

    Bei der vorliegenden ersten Ausführungsform trägt die zweite Wand 43 eine Anzahl von Verwirbelungs- oder Turbulatorelementen in Form von Nippeln 49 und Dimpeln 51. Ein Nippel 49 ist dabei in den Hohlraum 47 hinein an der zweiten Wand 43 angeformt. Ein Dimpel 51 erweitert den Hohlraum 47 in Form einer Ausnehmung in der zweiten Wand 43. Die genannten Verwirbelungselemente dienen vornehmlich zur Verwirbelung eines Kühlfluids, das durch die Prallkühlöffnungen 53 in der ersten Wand 41 dem Hohlraum 47 zugeführt werden kann. Insbesondere sind die Prallkühlöffnungen 53 senkrecht zur zweiten Wand 43 angeordnet. Darüber hinaus ist die erste Wand 41 so nah an der zweiten Wand 43 angeordnet, dass ein entsprechend druckbeaufschlagtes Kühlmedium über die Prallkühlöffnungen 53 auf die zweite Wand 43 prallt und die Schaufelspitze 35 über den zweiten Steg 43 im Rahmen einer Prallkühlung effektiv kühlt. Durch die genannten Verwirbelungselemente in Form von Nippeln 49 und Dimpeln 51 wird diese erläuterte Prallkühlung noch verstärkt. Das heißt in der Schaufelspitze aufgenommene Wärme wird dadurch effektiv durch das Kühlfluid abgeführt.In the present first embodiment, the second carries Wall 43 a number of vortex or turbulator elements in the form of nipples 49 and dimples 51. A nipple 49 is thereby formed in the cavity 47 into the second wall 43. A dimple 51 extends the cavity 47 in the form of a Recess in the second wall 43. The aforementioned swirling elements mainly serve to swirl a cooling fluid, through the impingement cooling holes 53 in the first Wall 41 can be supplied to the cavity 47. In particular the impact cooling openings 53 are perpendicular to the second wall 43rd arranged. In addition, the first wall 41 is so close the second wall 43 arranged that a corresponding pressurized Cooling medium on the impingement cooling openings 53 on the second wall 43 bounces and the blade tip 35 over the second web 43 effectively cools in the context of an impingement cooling. By the aforementioned swirling elements in the form of nipples 49 and dimpling 51 is this explained impact cooling yet strengthened. That is, heat absorbed in the blade tip is thereby effectively dissipated by the cooling fluid.

    Darüber hinaus weist die zweite Wand 43 eine erste Anzahl von Filmkühlöffnungen 55 und eine zweite Anzahl von Filmkühlöffnungen 57 auf. Eine erste Filmkühlöffnung 55 ist dabei in Richtung des Turbinenschaufelendes 29 der Turbinenschaufel 31 schräg von innen nach außen ausgerichtet und kann somit auf angemessen sanfte Weise einen Film aus Kühlfluid auf die Innenwand 59 der Schaufelspitze 35 leisten.In addition, the second wall 43 has a first number of Film cooling holes 55 and a second number of film cooling holes 57 on. A first film cooling opening 55 is in Direction of the turbine blade end 29 of the turbine blade 31st oriented obliquely from the inside out and can thus open up adequately gentle way a film of cooling fluid on the inner wall 59 make the blade tip 35.

    Eine noch schräger angeordnete zweite Filmkühlöffnung 57 ermöglicht es über den selben Mechanismus einen weiteren Film aus Kühlfluid auf der Außenwand 61 der Schaufelspitze 35 zu erzeugen.An even more obliquely arranged second film cooling opening 57 allows it's about the same mechanism another movie from cooling fluid on the outer wall 61 of the blade tip 35 produce.

    Um die zu kühlende Masse der Schaufelspitze 35 möglichst gering zu halten, weist die Wandstruktur der Schaufelspitze 35 eine Wandstärke 63 auf, die geringer ist, als die Wandstärke 65 der Wandstruktur des Schaufelblatts 33. Darüber hinaus weist die Wandstruktur der Schaufelspitze 35 aus dem gleichen Grund eine nicht dargestellte höhere Porosität als die Wandstruktur des Schaufelblattes 33 auf.To the cooled mass of the blade tip 35 as low as possible to hold, has the wall structure of the blade tip 35th a wall thickness 63 which is less than the wall thickness 65 of the wall structure of the airfoil 33. Beyond has the wall structure of the blade tip 35 of the same Reason a higher porosity, not shown, than the wall structure of the airfoil 33.

    Bei der hier dargestellten ersten Ausführungsform einer Laufschaufel 31 ist also der einen Hohlraum 47 umfassende Doppelboden 45 der Laufschaufel 31 in vorteilhafterweise mit kühlungstechnischen Mitteln versehen, die es besser als bisher erlauben, die Schaufelspitze 35 effektiv zu kühlen und damit Kühlmedium einzusparen, was den Gesamtwirkungsgrad einer Gasturbine erhöhen kann. Insbesondere lässt sich die in Figur 2 dargestellte, besonders bevorzugte erste Ausführungsform einer Laufschaufel 31 vorteilhaft im Rahmen eines Herstellungsverfahren herstellen, das ein getrenntes Gießverfahren, und damit eine getrennte Herstellung des Schaufelblattes 33 einerseits und der Schaufelspitze andererseits vorsieht. Die getrennt gegossene Schaufelspitze 35 wird dann an das getrennt gegossene Schaufelblatt 33 unter Bildung des Doppelbodens 45 und des Hohlraums 47 angelötet. Der besonders vorteilhafte Doppelboden 45 mit Hohlraum 47 und kühlungstechnischen Mitteln lässt sich also besonders zweckmäßig über einen getrennten Gießvorgang für Schaufelspitze 35 und Schaufelblatt 33 wie erläutert erreichen. Hinzu kommt vorteilhafterweise, dass das Schaufelblatt 33 aus einem anderen Material gegossen werden kann als die Schaufelspitze 35. So wird zweckmäßigerweise das Schaufelblatt 33 hinsichtlich seiner größeren mechanischen Beanspruchung aus einem hochfesten Material gegossen, während die Schaufelspitze 35 hinsichtlich ihrer höheren thermischen Beanspruchung aus einem hochwärmeleitenden Material, z.B. einem Kobalt-Werkstoff, gegossen wird.In the illustrated here first embodiment of a blade 31 is thus a cavity 47 comprising double floor 45 of the blade 31 advantageously with cooling technology Provided means that are better than before allow the blade tip 35 to effectively cool and with it Save cooling medium, which is the overall efficiency of a Gas turbine can increase. In particular, the in FIG 2, particularly preferred first embodiment a blade 31 advantageously in the context of a manufacturing process producing a separate casting process, and thus a separate production of the airfoil 33rd on the one hand and the blade tip on the other hand provides. The separately cast blade tip 35 is then disconnected cast airfoil 33 to form the double bottom 45 and the cavity 47 soldered. The most advantageous Raised floor 45 with cavity 47 and Cooling means can therefore be particularly useful via a separate pouring process for blade tip 35 and airfoil 33 reach as explained. Come in addition Advantageously, that the airfoil 33 from another Material can be poured as the blade tip 35. Thus, the airfoil 33 is expediently in terms its greater mechanical stress from one high strength material poured while the blade tip 35 in terms of their higher thermal stress a high thermal conductivity material, e.g. a cobalt material, is poured.

    Eine besonders bevorzugte zweite Ausführungsform einer Laufschaufel 1 ist in Figur 3 gezeigt, die insbesondere im Hinblick auf eine Vereinfachung des Herstellungsverfahrens zusätzlich zur in Figur 2 dargestellten ersten Ausführungsform weitere Elemente aufweist. Die übrigen Merkmale der Figur 2 sind in Figur 3 mit den gleichen Bezugszeichen versehen.A particularly preferred second embodiment of a blade 1 is shown in FIG to a simplification of the manufacturing process in addition to the first embodiment shown in Figure 2 has further elements. The remaining features of Figure 2 are provided in Figure 3 with the same reference numerals.

    Bei der hier dargestellten Laufschaufel 71 sieht das Schaufelblatt 73 eine Kernhaltebohrung 77 in der ersten Wand 79 vor, die vorliegend über einen Stopfen 81 in der zweiten Wand 83 der Schaufelspitze 85 verschlossen ist, sobald die getrennt hergestellte Schaufelspitze 85 und das getrennt hergestellte Schaufelblatt 73 aneinander gefügt sind. Da die hier erläuterte anspruchsvolle Spitzengeometrie der Schaufelspitze 85 nicht zusammen mit dem Schaufelblatt 73 abgegossen werden muss, vereinfacht sich der Abguss der Schaufel 71.In the blade 71 shown here, sees the airfoil 73 a core holding hole 77 in the first wall 79th in the present case via a plug 81 in the second wall 83 of the blade tip 85 is closed as soon as the separated manufactured blade tip 85 and the separately prepared Airfoil 73 are joined together. Because the here explained challenging tip geometry of the blade tip 85 are not poured together with the blade 73 must, simplifies the casting of the blade 71.

    Weiterhin kann mit der aufgesetzten Spitze 85 die hier gezeigte Kernhaltebohrung 77, die gusstechnisch vorhanden ist, besonders zuverlässig verschlossen werden. Die Verbindung zwischen Schaufelspitze 85 und Schaufelblatt 73 ist vorliegend durch ein besonders geeignetes Schweißverfahren im Fügebereich 87 hergestellt. Die Verbindungsflächen zwischen Schaufelspitze 85 und Schaufelblatt 73 im Fügebereich 87 lassen sich besonders einfach und präzise herstellen. Der Verschluss der Kernhaltebohrung 77 erfolgt im Rahmen einer speziell ausgemessenen Passung des Stopfens 81 auf die Kernhaltebohrung 77.Furthermore, with the attached tip 85, the one shown here Core holding hole 77, which is available by casting, be closed particularly reliable. The connection between blade tip 85 and blade 73 is present by a particularly suitable welding method in the joining area 87 produced. The connecting surfaces between Leave bucket tip 85 and blade 73 in joint area 87 Produce very easily and precisely. The closure the core holding hole 77 is in the context of a special measured fit of the plug 81 on the Core holding hole 77.

    Sowohl bei der in Figur 2 gezeigten ersten bevorzugten Ausführungsform der Laufschaufel 31 als auch bei der in Figur 3 gezeigten besonders bevorzugten zweiten Ausführungsform der Laufschaufel 71 lassen sich im Rahmen einer getrennten Herstellung von Schaufelblatt 33, 73 und Schaufelspitze 35, 85 verhältnismäßig komplexe kühlungstechnische Mittel dennoch auf relativ einfache Weise im Rahmen eines gusstechnischen Herstellungsverfahrens im Schaufelprofil 31, 71 vorsehen und damit eine besonders effiziente Kühlung der Schaufelspitze 35, 85 erreichen.Both in the first preferred embodiment shown in FIG the blade 31 as well as in the in FIG. 3 shown particularly preferred second embodiment of Blade 71 can be in the context of a separate production of airfoil 33, 73 and blade tip 35, 85 nevertheless relatively complex cooling means in a relatively simple way as part of a casting Provide manufacturing process in the blade profile 31, 71 and thus a particularly efficient cooling of the blade tip Reach 35, 85.

    Zusammenfassend ist zur effizienteren Kühlung einer Schaufelspitze 35, 85 bei einer Turbinenschaufel 31, 71 mit einem zum Turbinenschaufelende 29 hin entlang einer Schaufelachse 11 in Form eines Hohlprofils angeordneten Schaufelblatt 33, 73 und mit einer Schaufelspitze 35, 85 in Form eines Hohlprofils, vorgesehen, dass das Schaufelblatt 33, 73 an seiner dem Turbinenschaufelende 29 zugewandten Seite eine im Hohlprofil quer zur Schaufelachse 11 verlaufende erste Wand 41,79 aufweist und die Schaufelspitze 35, 85 an ihrer dem Turbinenschaufelende 29 abgewandten Seite eine im Hohlprofil quer zur Schaufelachse 11 verlaufende zweite Wand 43, 83 aufweist, wobei sich die erste Wand 41, 79 und die zweite Wand 43, 83 unter Bildung eines kühlungstechnische Mittel tragenden Doppelbodens 45 gegenüberliegen.In summary, for more efficient cooling of a blade tip 35, 85 at a turbine blade 31, 71 with a toward the turbine blade end 29 along a blade axis 11 arranged in the form of a hollow profile airfoil 33, 73 and with a blade tip 35, 85 in the form of a hollow profile, provided that the airfoil 33, 73 at its the Turbine blade end 29 facing side one in the hollow profile Has transverse to the blade axis 11 extending first wall 41.79 and the blade tip 35, 85 at its turbine blade end 29 opposite side in the hollow profile transverse to Blade axis 11 extending second wall 43, 83, wherein the first wall 41, 79 and the second wall 43, 83 under Formation of a cooling agent carrying double floor 45 opposite.

    Claims (11)

    Turbinenschaufel (31, 71) mit einem zum Turbinenschaufelende (29) hin entlang einer Schaufelachse (11) in Form eines Hohlprofils angeordneten Schaufelblatt (33, 73) und mit einer Schaufelspitze (35, 85) in Form eines Hohlprofils
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Schaufelblatt (33, 73) an seiner dem Turbinenschaufelende (29) zugewandten Seite einen im Hohlprofil quer zur Schaufelachse (11) verlaufende erste Wand (41, 79) aufweist und
    die Schaufelspitze (35, 85) an ihrer von dem Turbinenschaufelende (29) abgewandten Seite eine im Hohlprofil quer zur Schaufelachse (11) verlaufende zweite Wand (43, 83) aufweist, wobei
    sich die erste Wand (41, 79) und die zweite Wand (43, 83) unter Bildung eines kühlungstechnische Mittel tragenden Doppelbodens (45) gegenüberliegen.    Turbine blade (31, 71) with a turbine blade end (29) along a blade axis (11) in the form of a hollow profile arranged blade (33, 73) and with a blade tip (35, 85) in the form of a hollow profile
    characterized in that
    the airfoil (33, 73) has a first wall (41, 79) running transversely to the blade axis (11) at its side facing the turbine blade end (29), and
    the blade tip (35, 85) on its side facing away from the turbine blade end (29) has a second wall (43, 83) extending transversely to the blade axis (11) in the hollow profile, wherein
    the first wall (41, 79) and the second wall (43, 83) oppose one another to form a cooling medium-carrying double bottom (45).         Turbinenschaufel (31, 71) nach Anspruch 1
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das kühlungstechnische Mittel eines aus der Gruppe bestehend aus, Turbulatormittel, Prallkühlmittel und Filmkühlmittel, ist.    Turbine blade (31, 71) according to claim 1
    characterized in that
    the cooling agent is one of the group consisting of turbulizer, impingement coolant and film coolant.         Turbinenschaufel (31, 71) nach Anspruch 1 oder 2
    dadurch gekennzeichnet, dass
    zur Bildung eines Turbulatormittels die erste Wand (41, 79) und/oder die zweite Wand (43, 83) eine Anzahl von Nippeln (49), Dimpeln (51), Rippen, Fugen oder anderen Verwirbelungselementen trägt.     Turbine blade (31, 71) according to claim 1 or 2
    characterized in that
    for forming a turbulator means the first wall (41, 79) and / or the second wall (43, 83) carries a number of nipples (49), dimples (51), ribs, joints or other swirling elements.         Turbinenschaufel (31, 71) nach einem der Ansprüche 1 bis 3
    dadurch gekennzeichnet, dass
    zur Bildung eines Prallkühlmittels die erste Wand (41, 79) eine Anzahl von Prallkühlöffnungen (53) trägt, die es erlauben bei Beaufschlagung der Turbinenschaufel (31, 71) mit Kühlfluid, das Kühlfluid auf die zweite Wand (43, 83) prallen zu lassen.    Turbine blade (31, 71) according to one of claims 1 to 3
    characterized in that
    to form an impingement coolant, the first wall (41, 79) carries a number of impingement cooling apertures (53) which, upon impingement of the turbine blade (31, 71) with cooling fluid, allow the cooling fluid to impinge on the second wall (43, 83) ,         Turbinenschaufel (31, 71) nach einem der Ansprüche 1 bis 4
    dadurch gekennzeichnet, dass
    zur Bildung eines Filmkühlmittels die zweite Wand (43, 83) und/oder das Hohlprofil der Schaufelspitze (35, 85) eine Anzahl von Filmkühlöffnungen (55, 57) trägt, die es erlauben bei Beaufschlagung der Turbinenschaufel (31, 71) mit Kühlfluid, einen Film aus Kühlfluid auf der Wandstruktur der Schaufelspitze (35, 85) zu erzeugen.    Turbine blade (31, 71) according to one of claims 1 to 4
    characterized in that
    for forming a film coolant, the second wall (43, 83) and / or the hollow profile of the blade tip (35, 85) carries a number of film cooling openings (55, 57) which allow cooling fluid to be applied to the turbine blade (31, 71), to produce a film of cooling fluid on the wall structure of the blade tip (35, 85).         Turbinenschaufel (31, 71) nach einem der Ansprüche 1 bis 5
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Wandstruktur der Schaufelspitze (35, 85) eine höhere Porosität und/oder eine geringere Wandstärke aufweist als die Wandstruktur des Schaufelblattes (33, 73).    Turbine blade (31, 71) according to one of claims 1 to 5
    characterized in that
    the wall structure of the blade tip (35, 85) has a higher porosity and / or a smaller wall thickness than the wall structure of the blade airfoil (33, 73).         Turbinenschaufel (31, 71) nach einem der Ansprüche 1 bis 6
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Schaufelblatt (33, 73) und die Schaufelspitze (35, 85) getrennt gegossen sind.    Turbine blade (31, 71) according to one of claims 1 to 6
    characterized in that
    the airfoil (33, 73) and the blade tip (35, 85) are cast separately.         Turbinenschaufel (31, 71) nach einem der Ansprüche 1 bis 7
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die zweite Wand (43, 83) ein Verschlussmittel für eine Kernhaltebohrung in der ersten Wand (41, 79) aufweist.     Turbine blade (31, 71) according to one of claims 1 to 7
    characterized in that
    the second wall (43, 83) has closure means for a core holding bore in the first wall (41, 79).         Turbinenschaufel (31, 71) nach einem der Ansprüche 1 bis 8
    dadurch gekennzeichnet, dass
    das Schaufelblatt (33, 73) und die Schaufelspitze (35, 85) aus unterschiedlichen Materialien hergestellt sind, wobei das Schaufelblatt (33,73) aus einem hochfesten Material gegossen ist und die Schaufelspitze (35, 85) aus einem hochwärmeleitenden Material hergestellt ist.    Turbine blade (31, 71) according to one of claims 1 to 8
    characterized in that
    the blade (33, 73) and the blade tip (35, 85) are made of different materials, wherein the blade (33, 73) is molded from a high strength material and the blade tip (35, 85) is made from a high thermal conductivity material.         Turbinenschaufel (31, 71) nach einem der Ansprüche 1 bis 9
    dadurch gekennzeichnet, dass
    die Schaufelspitze (35, 85) an das Schaufelblatt (33, 73) angefügt ist, wobei die Schaufelspitze (35, 85) und das Schaufelblatt (33, 73) insbesondere angelötet oder angeschweißt, sind.    Turbine blade (31, 71) according to one of claims 1 to 9
    characterized in that
    the blade tip (35, 85) is attached to the blade (33, 73), wherein the blade tip (35, 85) and the blade (33, 73) are in particular soldered or welded.         Gasturbine (1) mit einem entlang einer Achse (7) der Gasturbine (1) sich erstreckenden Strömungskanal (5) mit ringförmigem Querschnitt zur Beaufschlagung mit einem Arbeitsfluid (9), einer Anzahl von entlang der Achse angeordneten Schaufelstufen, wobei eine Schaufelstufe eine Anzahl von ringförmig angeordneten sich radial in den Strömungskanal (5) erstreckende Turbinenschaufeln (31, 71), die mit einem Kühlfluid beaufschlagbar sind, aufweist und die nach einem der vorhergehenden Ansprüche ausgebildet sind.Gas turbine (1) with one along an axis (7) of Gas turbine (1) extending flow channel (5) with annular cross-section for acting with a Working fluid (9), a number of arranged along the axis Vane stages, wherein a vane stage a Number of annularly arranged radially in the Flow channel (5) extending turbine blades (31, 71), which are acted upon by a cooling fluid has and those according to any one of the preceding claims are formed.
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    Cited By (10)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    EP1614860A3 (en) * 2004-07-08 2008-11-26 United Technologies Corporation Turbine blade
    EP2426316A1 (en) * 2010-09-03 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade
    FR2983517A1 (en) * 2011-12-06 2013-06-07 Snecma COLD TURBINE VANE FOR GAS TURBINE ENGINE.
    EP2881541A1 (en) * 2013-12-05 2015-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Tip cooling of a turbine rotor blade of a gas turbine
    EP3088673A1 (en) * 2015-04-28 2016-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Blade for gas turbine, corresponding rotor, gas turbine and engine
    EP3118414A1 (en) * 2015-07-02 2017-01-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
    WO2019177600A1 (en) * 2018-03-14 2019-09-19 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
    EP3623577A1 (en) * 2018-09-12 2020-03-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil tip cooling arrangement with purge partition
    CN114776387A (en) * 2022-05-06 2022-07-22 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Turbine rotor blade and gas turbine
    CN115163203A (en) * 2022-06-24 2022-10-11 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 Turbine movable blade with hollow blade shroud structure

    Families Citing this family (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US11208899B2 (en) 2018-03-14 2021-12-28 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly

    Citations (8)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3732031A (en) * 1970-06-17 1973-05-08 Gen Motors Corp Cooled airfoil
    JPH02140402A (en) * 1988-11-21 1990-05-30 Toshiba Corp Rotor blade structure for turbo machine
    US4946346A (en) * 1987-09-25 1990-08-07 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine vane
    GB2279705A (en) * 1985-07-24 1995-01-11 Rolls Royce Plc Cooling of turbine blades of a gas turbine engine
    US5752802A (en) * 1996-12-19 1998-05-19 Solar Turbines Incorporated Sealing apparatus for airfoils of gas turbine engines
    US6135715A (en) * 1999-07-29 2000-10-24 General Electric Company Tip insulated airfoil
    US6164914A (en) * 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
    US20030026698A1 (en) * 2001-08-02 2003-02-06 Flodman David Allen Trichannel airfoil leading edge cooling

    Patent Citations (8)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3732031A (en) * 1970-06-17 1973-05-08 Gen Motors Corp Cooled airfoil
    GB2279705A (en) * 1985-07-24 1995-01-11 Rolls Royce Plc Cooling of turbine blades of a gas turbine engine
    US4946346A (en) * 1987-09-25 1990-08-07 Kabushiki Kaisha Toshiba Gas turbine vane
    JPH02140402A (en) * 1988-11-21 1990-05-30 Toshiba Corp Rotor blade structure for turbo machine
    US5752802A (en) * 1996-12-19 1998-05-19 Solar Turbines Incorporated Sealing apparatus for airfoils of gas turbine engines
    US6135715A (en) * 1999-07-29 2000-10-24 General Electric Company Tip insulated airfoil
    US6164914A (en) * 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
    US20030026698A1 (en) * 2001-08-02 2003-02-06 Flodman David Allen Trichannel airfoil leading edge cooling

    Non-Patent Citations (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Title
    PATENT ABSTRACTS OF JAPAN *

    Cited By (19)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    EP1614860A3 (en) * 2004-07-08 2008-11-26 United Technologies Corporation Turbine blade
    EP2426316A1 (en) * 2010-09-03 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade
    WO2012028584A1 (en) 2010-09-03 2012-03-08 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade
    FR2983517A1 (en) * 2011-12-06 2013-06-07 Snecma COLD TURBINE VANE FOR GAS TURBINE ENGINE.
    GB2497420A (en) * 2011-12-06 2013-06-12 Snecma Turbine blade cooling
    GB2497420B (en) * 2011-12-06 2016-04-13 Snecma Cooled turbine blade for gas turbine engine
    US9435210B2 (en) 2011-12-06 2016-09-06 Snecma Cooled turbine blade for gas turbine engine
    EP2881541A1 (en) * 2013-12-05 2015-06-10 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co KG Tip cooling of a turbine rotor blade of a gas turbine
    EP3088673A1 (en) * 2015-04-28 2016-11-02 Siemens Aktiengesellschaft Blade for gas turbine, corresponding rotor, gas turbine and engine
    CN106089315A (en) * 2015-04-28 2016-11-09 西门子股份公司 Rotor blade for gas turbine
    EP3118414A1 (en) * 2015-07-02 2017-01-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil
    US10053992B2 (en) 2015-07-02 2018-08-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil squealer pocket cooling hole configuration
    WO2019177600A1 (en) * 2018-03-14 2019-09-19 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
    JP2021520463A (en) * 2018-03-14 2021-08-19 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ Cooling assembly for turbine assembly
    JP7150863B2 (en) 2018-03-14 2022-10-11 ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ cooling assembly for turbine assembly
    EP3623577A1 (en) * 2018-09-12 2020-03-18 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil tip cooling arrangement with purge partition
    US10801334B2 (en) 2018-09-12 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Cooling arrangement with purge partition
    CN114776387A (en) * 2022-05-06 2022-07-22 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Turbine rotor blade and gas turbine
    CN115163203A (en) * 2022-06-24 2022-10-11 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 Turbine movable blade with hollow blade shroud structure

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