EP1591626A1 - Schaufel für Gasturbine - Google Patents

Schaufel für Gasturbine Download PDF

Info

Publication number
EP1591626A1
EP1591626A1 EP04101876A EP04101876A EP1591626A1 EP 1591626 A1 EP1591626 A1 EP 1591626A1 EP 04101876 A EP04101876 A EP 04101876A EP 04101876 A EP04101876 A EP 04101876A EP 1591626 A1 EP1591626 A1 EP 1591626A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
cooling
shroud
blade
region
shovel
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Withdrawn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
EP04101876A
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Ulrich Rathmann
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Technology GmbH
Original Assignee
Alstom Technology AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Alstom Technology AG filed Critical Alstom Technology AG
Priority to EP04101876A priority Critical patent/EP1591626A1/de
Priority to AT05747380T priority patent/ATE551497T1/de
Priority to PCT/EP2005/051721 priority patent/WO2005106208A1/de
Priority to AU2005238655A priority patent/AU2005238655C1/en
Priority to EP05747380A priority patent/EP1740797B1/de
Priority to KR1020067022554A priority patent/KR20070006875A/ko
Priority to CN2005800138966A priority patent/CN1950589B/zh
Priority to MYPI20051892A priority patent/MY142730A/en
Publication of EP1591626A1 publication Critical patent/EP1591626A1/de
Priority to US11/549,767 priority patent/US7273347B2/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Withdrawn legal-status Critical Current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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F01D11/10—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages for sealing space between rotor blade tips and stator using sealing fluid, e.g. steam
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Definitions

  • the invention relates to a blade for a gas turbine and in particular a Cooling for the shroud of the blade.
  • Shrouds for gas turbine blades serve to seal and limit the leakage flow in the gap region between the blade tips and the radially opposite stator or rotor. They extend in the circumferential direction and over a certain range in the direction of the turbine axis as possible in adaptation of the contour of the inner housing or of the rotor.
  • Conventional shrouds in many cases, also have one or more sealing ribs, also called cutters, extending from a platform of the shroud, ie, a substantially flat portion of the shroud, along the radial direction for the purpose of improving the seal.
  • the shrouds are convectively cooled in the hot gas gas-flowed gas turbine for the purpose of extending their service life, as disclosed, for example, in EP 1013884 and EP 1083299.
  • a bucket with a shroud is described in each case, which has a plurality of bores for a cooling air flow.
  • the holes are in communication with a cooling channel in the blade and each lead to a lateral outlet in the circumferential direction.
  • EP 1041247 discloses a gas turbine blade having inner, radially extending cooling channels opening into plenum 42 and 44. From there extend in the plane of the shroud bores 54, 56, 58, through which the shroud is cooled by means of film cooling and convective cooling.
  • the bores extend obliquely from the plenum and in a slightly radial direction to the radially outer surface of the shroud platform.
  • a shroud of a gas turbine blade is along the flow direction of Hot gases thermally differently loaded as well as in different Areas mechanically differently loaded. Consequently, the Requirements regarding cooling and mechanical load capacity in different areas of the shroud different. This is in the disclosed gas turbine blades by adjusting the Bore diameter and other measures to change the Pressure differentials accounted for.
  • the shroud of a gas turbine blade extends in the circumferential direction along the blade tip and in the radial direction with respect to the turbine rotor and is arranged opposite a stator housing.
  • the shroud is in Divide areas that are thermally differently loaded.
  • the different areas are different Cooling arrangements cooled, each cooling arrangement with a cooling allows different physical effect, the thermal Load, such as film cooling, impingement cooling, Convective cooling or mixed cooling.
  • the gas turbine blade has a first cooling arrangement for cooling a first portion of the shroud by cooling air from a cooling system from inside the blade.
  • This first Area is the first area in the direction of the hot gas flow and therefore thermally stressed the most.
  • a second area downstream from the first area towards the hot gas flow is thermal compared to the first region less burdened.
  • the second cooling arrangement is arranged, the cooling the second area of the shroud serves outside the bucket.
  • the first and second cooling arrangement are different from each other by the first cooling arrangement causes a Kovenktiv- and film cooling and the second Cooling causes an impact cooling.
  • the cooling of the invention Deck bands will cause a thermal stress on the areas appropriate Cooling and adequate cooling air consumption.
  • the first region of the gas turbine blade shroud in particular has an extending in the radial direction with respect to the gas turbine rotor blade extending in the longitudinal direction in the circumferential direction and in which the first cooling arrangement is arranged.
  • the blade has a plurality of bores in fluid communication with a cooling passage of the airfoil and having outlets on the hot gas side of the shroud.
  • a cooling air flow causes convective cooling of the cutting edge as it flows through the bores. After emerging from the bores, it flows along the outer surface of the shroud and effects film cooling there.
  • the stator housing which is arranged radially opposite the shroud, has a plurality of cooling channels, which are directed substantially perpendicular to the platform of the shroud. They serve to cool the second portion of the shroud in the hot gas flow direction. They are connected to the stator cooling system, which flows from this branched cooling air through the cooling channels on the platform of the shroud and there causes an impingement cooling. The cooling air then escapes in both axial directions, whereby a blocking flow in the opposite direction to the leakage flow can occur.
  • the second region of the shroud is bounded on both sides in the axial direction by radially extending cutting edges.
  • the gas turbine blade has a further third region of the cover strip in the direction of the hot gas flow, which is equipped with a third cooling arrangement.
  • This cooling arrangement has a plurality of bores which are in fluid communication with a cooling passage in the interior of the airfoil. The bores are slightly radially outwardly directed at an angle to the radials that direct a flow of cooling air to the radially outer portion of the shroud. Cooling air flowing through these holes causes convective cooling of this third area.
  • the holes in the plane of the shroud platform are oriented at an angle with respect to the circumferential direction so that the cooling air is blown out of the holes substantially opposite to the direction of rotation of the blades.
  • the holes in the end region parallel to each other.
  • cooling channels are in the gas turbine blade of the first embodiment in the shroud radially opposite stator more further cooling channels arranged, which are substantially perpendicular to a third Area of the shroud are directed in the direction of the hot gas flow. she serve to cool this third area.
  • the third area is in axial Direction and in the opposite direction of the hot gas flow through a cutting edge limited.
  • the cooling channels are in Fluid communication with the cooling system of the stator, whereby cooling air from the Stator cooling system is directed to the end of the shroud and there a Impact cooling causes.
  • FIG. 1 shows a rotating gas turbine blade in a meridional section through the gas turbine.
  • the directions x and z indicate the axial direction, ie the Direction of the machine axis, or the radial direction with respect to the Gas turbine rotor on. It is shown the airfoil 1 and the blade tip, where the shroud 2 is arranged. Opposite the shroud 2, in radial outward direction with respect to the gas turbine rotor 3, the stator housing 4 shown.
  • the gas turbine blade and the stator housing each have a Cooling system 5 or 6 on.
  • the direction of the hot gas flow is with an arrow 7 marked. Basically, the temperature of the hot gas flow decreases and according to the thermal load of the machine components along the Direction 7 steady.
  • the shroud 2 is divided into three areas A, B and C.
  • the first region A is compared to the two subsequent regions B and C exposed to a higher temperature of the hot gas flow and consequently thermally stressed the most.
  • the first region according to the invention has a Cutting edge 8, which extends radially outwardly and in the circumferential direction.
  • the Blade 8 has a bore 9 which is in fluid communication with the Cooling system 5 is. This bore extends, for example, in the circumferential direction within the cutting edge. From this hole 9 branch several more Bores 10, which extend radially inwardly to an outlet on the rotor side surface of the cutting edge, that is on the hot gas side of the cutting edge Shroud.
  • the branching holes 10 are shown in FIG.
  • Cooling air from the cooling system 5 of the airfoil flows through the bore 9 and by the branching holes 10, wherein they convective cooling of the Blade 8 causes.
  • the outlets of the holes are each designed so that emerging cooling air flows along the surface of the blade and there a causes additional film cooling.
  • the cutting edge by two cooled various cooling mechanisms.
  • a cooling channel 11 is arranged through the wall of the housing 4, which is in communication with the cooling system in the stator housing.
  • a cooling air flow indicated by the arrow 12, flows from this cooling system through the cooling channel 11 and is preferably directed perpendicular to the shroud 2 due to its orientation.
  • the cooling channel 11 is also aligned at a different angle with respect to the shroud.
  • the cooling air flow 12 thus causes an impact cooling of the center region B of the shroud.
  • the region B is bounded in the axial direction and in the direction of the hot gas flow through the first cutting edge 8 and a second cutting edge 13.
  • the cooling air flow 12 escapes from the limited area as a leakage flow, in that the cooling air flow flows away in both axial directions via the cutting edge 8 and the cutting edge 13. In this case, depending on the operating conditions, a blocking flow against a hot gas leakage flow result. Usually, caused by degradation effects, with time a mixed cooling of the shroud will result. Alternatively, in an advantageous embodiment, a special opening or gap in the region of the second sealing blade 13 is provided, which allows a precisely controlled outflow of the cooling air.
  • a plurality of bores arranged by the cooling system 5 of the Leaves vane and to the radially outer surface of the shroud run.
  • a cooling air flow through these holes cause a Convective cooling of this area. They are shown in FIG.
  • FIG. 2 shows a plan view of the shroud according to the invention, in turn the areas A, B and C. It is with x and y, the axial direction and the Circumferential direction with respect to the turbine rotor shown as well as the outline of Blade root 14 and dashed line the outline of the blade itself the cutting edge 8 in the area A and the cutting edge 13 in the area B are shown, the run in the circumferential direction and the seal against leakage flows serve.
  • the area C has the holes 15 for convective cooling that region, wherein they extend at an angle ⁇ to the circumferential direction y.
  • the angle ⁇ is for example in a range between 2 ° and 90 °. It will the cooling air from the holes 15 occurs in the opposite direction to Circulating direction of the blade blown out.
  • the holes are 15 aligned parallel to each other, so that the production is simplified.
  • FIG. 3 shows a section according to III-III in FIG. 2 and shows the cutting edge 8 in FIG Area A of the shroud and the course of the transverse bore 9 and that of her branching holes 10.
  • the transverse bore 9 is via channel 21 in Flow connection connected to the cooling system of the airfoil.
  • the Fluid communication is through an extension of the cooling system of the Ensures blade that projects into the cutting edge 8 and in the Cross hole 9 opens.
  • the multiple branching holes 10 extend with respect to the turbine rotor substantially radially inwardly to the outlet at the Hot gas side of the cutting edge 8.
  • the course of the cooling flow is indicated by arrows the channel 21, via the transverse bore 9 and the branching holes 10th indicated.
  • the exits from the bore 10 are in particular for effecting a film cooling of the hot gas side surface of the cutting edge designed as for example, with a slightly divergent exit section and a preferred angular range, as known from the relevant literature.
  • Preferred methods of preparation are the usual core casting methods and drilling from the outside and then closing the Bore entries by means of plugs 20, which are e.g. inserted positively be connected or cohesively (soldering, welding).
  • Figure 4 illustrates the configuration of the holes 15 in a section according to IV-IV It is the blade and a channel of the cooling system 5 in the Shovel blade shown. From the channel, the bore 15 goes out and extends to the radially outer surface of the shroud2.
  • the exit of a hole 15 is designed angled, so that the mixture with the Heisgasströmung the Conditions can be influenced accordingly advantageous.
  • the Angle ⁇ between the exit surface and the axis of the bore preferably in a range between 40 ° and 140 °.
  • the angle ⁇ between the Exit surface and the direction of the radial z preferably in a range from 30 ° to 120 °.
  • the diameter of the hole is in one area between 0.6 and 4.5 mm, preferably in a range between 0.6 and 2.5 mm. This is to provide adequate convective cooling for this area.
  • FIG. 5 shows in a section according to IV-IV a variant of the exit of FIG Holes 15.
  • the exit surface is again with respect to the bore axis angled and stepped, with the end of the upper lip 16 substantially is perpendicular to the bore axis.
  • the dimension s depends on the diameter the exit surface and is in particular in relation to the diameter
  • the drilling in a range of 0.5 to 3 and also allows a beneficial Influencing the mixture with the hot gas flow.
  • FIG. 6 shows, in the same meridional section as in FIG. 1, a gas turbine blade 1 according to the third embodiment of the invention.
  • a gas turbine blade 1 according to the third embodiment of the invention.
  • an additional channel in the Stator housing arranged by the cooling air from the cooling system of the Housing is directed to the shroud.
  • area B there will be one Impact cooling causes.

Landscapes

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

Abstract

Eine Gasturbinenschaufel (1) weist ein Deckband (3) auf, das in verschiedenen Bereichen (A,B,C) entsprechend der unterschiedlichen thermischen Belastung der durch verschiedene Kühlmechanismen gekühlt wird. In einem ersten Bereich (A) sind in einer Schneide (8) Bohrungen vorgesehen, durch die eine Konvektivkühlung der Schneide sowie eine Filmkühlung der Heissgasseitigen der Schneide realisiert wird. Ein zweiter Bereich (B) wird mittels Prallkühlung durch ein Kühlluftstrom aus einem Kanal im radial gegenüberliegenden Statorgehäuse gekühlt. Ein dritter Bereich (C) weist mehrere parallel verlaufende Bohrungen auf, die von einem Kühlkanal eines Kühlsystems für das Schaufelblatt zur radial äusseren Oberfläche des Deckbands verlaufen. Ein Kühlluftstrom, der durch diese Bohrungen strömt bewirkt eine Konvektivkühlung dieses Bereichs. <IMAGE>

Description

Technisches Gebiet
Die Erfindung betrifft eine Schaufel für eine Gasturbine und insbesondere eine Kühlung für das Deckband der Schaufel.
Stand der Technik
Deckbänder für Gasturbinenschaufeln dienen der Dichtung und der Begrenzung der Leckageströmung im Spaltbereich zwischen den Schaufelspitzen und dem radial gegenüber liegenden Stator oder Rotor. Sie erstrecken sich in Umfangsrichtung und über einen bestimmten Bereich in Richtung der Turbinenachse möglichst in Anpassung der Kontur des Innengehäuses bzw. des Rotors. Herkömmliche Deckbänder weisen in vielen Fällen zwecks Verbesserung der Dichtung auch eine oder mehrere Dichtungsrippen, auch Schneiden genannt, auf, die von einer Plattform des Deckbands, d.h. eines im wesentlichen flachen Teilstück des Deckbands, entlang der radialen Richtung verlaufen.
Die Deckbänder werden zwecks Verlängerung ihrer Betriebsdauer in der durch Heissgas durchströmten Gasturbine konvektiv gekühlt, wie zum Beispiel in EP 1013884 und EP 1083299 offenbart. Dort ist jeweils eine Schaufel mit Deckband beschrieben, das mehrere Bohrungen für eine Kühlluftströmung aufweist. Die Bohrungen stehen mit einem Kühlkanal im Schaufelblatt in Verbindung und führen jeweils zu einem seitlichen Austritt in Umfangsrichtung.
EP 1041247 offenbart eine Gasturbinenschaufel mit inneren, radial verlaufenden Kühlkanälen, die in ein Plenum 42 und 44 münden. Von dort erstrecken sich in der Ebene des Deckbands Bohrungen 54, 56, 58, durch die das Deckband mittels Filmkühlung sowie Konvektivkühlung gekühlt wird. In einer Variante erstrecken sich die Bohrungen von dem Plenum schräg und in leicht radialer Richtung zur radial äusseren Fläche der Deckbandplattform.
Ein Deckband einer Gasturbinenschaufel ist entlang der Strömungsrichtung des Heissgases thermisch verschieden stark belastet sowie auch in verschiedenen Bereichen mechanisch verschieden belastet. Demzufolge sind auch die Anforderungen bezüglich der Kühlung und mechanischen Belastbarkeit in verschiedenen Bereichen des Deckbands unterschiedlich. Dem wird in den erwähnten offenbarten Gasturbinenschaufeln durch Anpassung der Bohrungsdurchmesser und anderen Massnahmen zur Änderung der Druckdifferentiale Rechnung getragen.
Darstellung der Erfindung
Es ist der vorliegenden Erfindung die Aufgabe gestellt, eine Gasturbinenschaufel mit einem gekühlten Deckband zu schaffen, bei der in den verschiedenen Bereichen des Deckbands den unterschiedlichen Anforderungen bezüglich Kühlung und mechanischen Belastbarkeit vermehrt Rechnung getragen wird, um die Lebensdauer zu verlängern und den Kühlluftverbrauch möglichst zu vermindern.
Diese Aufgabe ist durch eine Gasturbinenschaufel mit einem Deckband und einer Kühlanordnung gemäss Anspruch 1 gelöst. Bevorzugte Ausführungsformen sind in den Unteransprüchen offenbart.
Das Deckband einer Gasturbinenschaufel erstreckt sich in Umfangsrichtung entlang der Schaufelspitze und in radialer Richtung bezüglich des Turbinenrotors und gegenüber einem Statorgehäuse angeordnet ist. Zur effizienten und den thermischen Belastungen entsprechenden Kühlung wird das Deckband in Bereiche aufgeteilt, die thermisch unterschiedlich belastet sind. Erfindungsgemäss werden die verschiedenen Bereiche durch unterschiedliche Kühlanordnungen gekühlt, wobei jede Kühlanordnung eine Kühlung mit unterschiedlicher physikalischer Wirkung ermöglicht, die der thermischen Belastung angepasst ist, wie zum Beispiel Filmkühlung, Prallkühlung, Konvektivkühlung oder Mischkühlung.
In einer ersten Ausführung der Erfindung weist die Gasturbinenschaufel eine erste Kühlanordnung auf zur Kühlung eines ersten Bereichs des Deckbands durch Kühlluft aus einem Kühlsystem aus dem Inneren der Schaufel. Dieser erste Bereich ist der erste Bereich in Richtung der Heissgasströmung und deshalb thermisch am meisten belastet. Ein zweiter Bereich stromab vom ersten Bereich in Richtung der Heissgasströmung ist im Vergleich zum ersten Bereich thermisch weniger belastet. An einem der Gasturbinenschaufel radial gegenüber angeordneten Stator ist die zweite Kühlanordnung angeordnet, die der Kühlung des zweiten Bereichs des Deckbands von ausserhalb der Schaufel dient. Die erste und zweite Kühlanordnung sind voneinander unterschiedlich, indem die erste Kühlanordnung eine Kovenktiv- und Filmkühlung bewirkt und die zweite Kühlanordnung eine Prallkühlung bewirkt. Die erfindungsgemässe Kühlung des Deckbands bewirkt eine der thermischen Belastung der Bereiche angemessene Kühlung und einen entsprechend angemessenen Kühlluftverbrauch.
In einer bevorzugten Ausführung der Erfindung weist der erste Bereich des Deckbands der Gasturbinenschaufel insbesondere eine sich in radialer Richtung bezüglich des Gasturbinenrotors erstreckende Schneide auf, die in ihrer Längsrichtung in Umfangsrichtung verläuft und in der die erste Kühlanordnung angeordnet ist. Die Schneide weist mehrere Bohrungen auf, die in Strömungsverbindung mit einem Kühlkanal des Schaufelblatts sind und Austritte auf der Heissgasseite des Deckbands aufweisen. Ein Kühlluftstrom bewirkt bei seiner Strömung durch die Bohrungen eine Konvektivkühlung der Schneide. Nach seinem Austritt aus den Bohrungen strömt er entlang der äusseren Oberfläche Deckbandes und bewirkt dort eine Filmkühlung.
Das Statorgehäuse, das dem Deckband radial gegenüber angeordnet ist, weist mehrere Kühlkanäle auf, die im wesentlichen senkrecht auf die Plattform des Deckbands gerichtet sind. Sie dienen der Kühlung des zweiten Bereichs des Deckbands in der Heissgasströmungsrichtung. Sie sind mit dem Statorkühlsystem verbunden, wodurch daraus abgezweigte Kühlluft über die Kühlkanäle auf die Plattform des Deckbands strömt und dort eine Prallkühlung bewirkt. Die Kühlluft entweicht danach in beiden axialen Richtungen, wobei eine Sperrströmung in der Gegenrichtung zur Leckageströmung entstehen kann. Der zweite Bereich des Deckbands ist in der axialen Richtung beidseits durch radial verlaufende Schneiden begrenzt.
In einer weiteren bevorzugten Ausführung der Erfindung weist die Gasturbinenschaufel zusätzlich zu den Merkmalen der ersten Ausführung einen weiteren dritten Bereich des Deckbands in Richtung der Heissgasströmung auf, der mit einer dritten Kühlanordnung ausgestattet ist. Diese Kühlanordnung weist mehrere Bohrungen auf, die mit einem Kühlkanal im Inneren des Schaufelblatts in Strömungsverbindung stehen. Die Bohrungen sind in einem Winkel zur Radialen leicht radial auswärts gerichtet, die einen Kühlluftstrom zum radial äusseren Teil des Deckbands leiten. Kühlluft, die durch diese Bohrungen strömt, bewirkt eine Konvektivkühlung dieses dritten Bereichs. Insbesondere sind die Bohrungen in der Ebene der Deckbandplattform in einem Winkel bezüglich der Umfangsrichtung so ausgerichtet, dass die Kühlluft im wesentlichen entgegen der Umlaufrichtung der Schaufeln aus den Bohrungen geblasen wird.
In einer besonderen Ausführung verlaufen die Bohrungen im Endbereich parallel zueinander.
In einer weiteren Ausführung der Erfindung sind bei der Gasturbinenschaufel der ersten Ausführung im dem Deckband radial gegenüberliegenden Stator mehrere weitere Kühlkanäle angeordnet, die im wesentlichen senkrecht auf einen dritten Bereich des Deckbands in Richtung der Heissgasströmung gerichtet sind. Sie dienen der Kühlung dieses dritten Bereichs. Der dritte Bereich ist in axialer Richtung und in der Gegenrichtung der Heissgasströmung durch eine Schneide begrenzt. Wie in der ersten Ausführung, stehen die Kühlkanäle in Strömungsverbindung mit dem Kühlsystem des Stators, wodurch Kühlluft aus dem Statorkühlsystem auf den Endbereich des Deckbands gerichtet wird und dort eine Prallkühlung bewirkt.
Kurze Beschreibung der Zeichnungen Es zeigen
  • Figur 1 einen Schnitt durch eine rotierende Gasturbinenschaufel und einen Teil des gegenüberliegenden Stators mit einer Kühlanordnung gemäss der ersten und zweiten Ausführung der Erfindung,
  • Figur 2 eine Draufsicht des Deckbands der Gasturbinenschaufel,
  • Figur 3 einen Seitenansicht des Deckbands entlang der Schnittlinie III-III, zur Darstellung der Filmkühlungsbohrungen im ersten Bereich,
  • Figur 4 ein Ansicht des Deckbands entlang dem Schnitt gemäss IV-IV zur Darstellung der Kühlbohrungen im Endbereich des Deckbands,
  • Figur 5 eine Detailansicht gemäss V in Figur 4 zur Darstellung eines bevorzugten Austrittsprofils der Kühlbohrungen im Endbereich.
  • Figur 6 einen Schnitt durch eine rotierende Gasturbinenschaufel wie in Figur 1 mit einer Kühlanordnung gemäss der dritten Ausführung der Erfindung.
    • Ausführung der Erfindung
    Die Figur 1 zeigt eine rotierende Gasturbinenschaufel in einem Meridionalschnitt durch die Gasturbine. Die Richtungen x und z geben die axiale Richtung, also die Richtung der Maschinenachse, bzw. die radiale Richtung bezüglich des Gasturbinenrotors an. Es ist das Schaufelblatt 1 gezeigt und die Schaufelspitze, an dem das Deckband 2 angeordnet ist. Gegenüber des Deckbands 2, in radialer auswärtiger Richtung bezüglich des Gasturbinenrotors 3, ist das Statorgehäuse 4 gezeigt. Die Gasturbinenschaufel sowie das Statorgehäuse weisen jeweils ein Kühlsystem 5 bzw. 6 auf. Die Richtung der Heissgasströmung ist mit einem Pfeil 7 gekennzeichnet. Grundsätzlich nimmt die Temperatur der Heissgasströmung und entsprechend die thermische Belastung der Maschinenbauteile entlang der Richtung 7 stetig ab. Das Deckband 2 ist in drei Bereiche A, B und C unterteilt. Der erste Bereich A ist im Vergleich zu den zwei nachfolgenden Bereichen B und C einer höheren Temperatur der Heissgasströmung ausgesetzt und demzufolge thermisch am meisten belastet. Der erste Bereich weist erfindungsgemäss eine Schneide 8 auf, die sich radial auswärts sowie in Umfangsrichtung erstreckt. Die Schneide 8 weist eine Bohrung 9 auf, die in Strömungsverbindung mit dem Kühlsystem 5 ist. Diese Bohrung erstreckt sich zum Beispiel in Umfangsrichtung innerhalb der Schneide. Von dieser Bohrung 9 zweigen mehrere weitere Bohrungen 10 ab, die sich radial einwärts erstrecken bis zu einem Austritt auf der rotorseitigen Fläche der Schneide, das heisst auf der Heissgasseite des Deckbands. Die abzweigenden Bohrungen 10 sind in der Figur 3 dargestellt. Kühlluft aus dem Kühlsystem 5 des Schaufelblatts strömt durch die Bohrung 9 und durch die abzweigenden Bohrungen 10, wobei sie eine Konvektivkühlung der Schneide 8 bewirkt. Die Austritte der Bohrungen sind jeweils so gestaltet, dass austretende Kühlluft entlang der Oberfläche der Schneide strömt und dort eine zusätzliche Filmkühlung bewirkt. Somit wird die Schneide durch zwei verschiedenen Kühlmechanismen gekühlt.
    Gegenüber dem zweiten Bereich B des Deckbandes 2 ist durch die Wand des Gehäuses 4 ein Kühlkanal 11 angeordnet, der mit dem Kühlsystem im Statorgehäuse in Verbindung steht. Ein Kühlluftstrom, mit dem Pfeil 12 angedeutet, strömt von diesem Kühlsystem durch den Kühlkanal 11 und wird aufgrund seiner Ausrichtung vorzugsweise senkrecht auf das Deckband 2 gerichtet. Je nach Geometrie des Turbinenkanals und des Deckbands ist der Kühlkanal 11 auch in einem anderen Winkel bezüglich des Deckbands ausgerichtet. Der Kühlluftstrom 12 bewirkt somit eine Prallkühlung des Mittenbereichs B des Deckbands. Der Bereich B ist in axialer Richtung und in Richtung der Heissgasströmungs durch die erste Schneide 8 und eine zweite Schneide 13 begrenzt. Der Kühlluftstrom 12 entweicht aus dem begrenzten Bereich als Leckageströmung, indem der Kühlluftstrom in beiden axialen Richtungen über Schneide 8 sowie Schneide 13 wegströmt. Dabei kann sich abhängig von den Betriebsbedingungen eine Sperrströmung gegen eine Heissgasleckströmung ergeben.
    Ueblicherweise wird sich, verursacht durch Degradationseffekte, mit der Zeit eine Mischkühlung des Deckbandes ergeben.
    Alternativ dazu ist in einer vorteilhaften Ausführungsform eine spezielle Öffnung oder Spalte im Bereich der zweiten Dichtschneide 13 vorgesehen, die ein genau kontrolliertes Abströmen der Kühlluft ermöglicht.
    In einem dritten Bereich C des Deckbands ist gemäss der zweiten Ausführung der Erfindung eine Mehrzahl von Bohrungen angeordnet, die vom Kühlsystem 5 des Schaufelblatts ausgehen und zur radial äusseren Oberfläche des Deckbands verlaufen. Ein Kühlluftstrom durch diese Bohrungen bewirken eine Konvektivkühlung dieses Bereichs. Sie sind in der Figur 2 dargestellt.
    Figur 2 zeigt eine Draufsicht des erfindungsgemässen Deckbands mit wiederum den Bereichen A, B und C. Es sind mit x und y die axiale Richtung bzw. die Umfangsrichtung bezüglich des Turbinenrotors dargestellt sowie der Umriss des Schaufelfusses 14 und mit gestrichelter Linie der Umriss der Schaufel selbst. Es sind die Schneide 8 im Bereich A und die Schneide 13 im Bereich B gezeigt, die in Umfangsrichtung verlaufen und der Abdichtung gegen Leckageströmungen dienen. Der Bereich C weist die Bohrungen 15 auf zwecks Konvektivkühlung jenes Bereichs, wobei sie in einem Winkel α zur Umfangsrichtung y verlaufen. Der Winkel α ist beispielsweise in einem Bereich zwischen 2° und 90°. Dabei wird die Kühlluft, die aus den Bohrungen 15 tritt in der Gegenrichtung zur Umlaufrichtung der Schaufel ausgeblasen. Vorzugsweise sind die Bohrungen 15 parallel zueinander ausgerichtet, sodass die Herstellung vereinfacht wird.
    Figur 3 zeigt einen Schnitt gemäss III-III in Figur 2 und zeigt die Schneide 8 im Bereich A des Deckbands und den Verlauf der Querbohrung 9 und der von ihr abzweigenden Bohrungen 10. Die Querbohrung 9 ist über Kanal 21 in Strömungsverbindung mit dem Kühlsystem des Schaufelblatts verbunden. Die Strömungsverbindung ist durch eine Erweiterung des Kühlsystems des Schaufelblatts gewährleistet, die in die Schneide 8 hineinragt und in die Querbohrung 9 mündet. Die mehreren abzweigenden Bohrungen 10 verlaufen bezüglich des Turbinenrotors im wesentlichen radial einwärts zu Austritten an der Heissgasseite der Schneide 8. Der Verlauf des Kühlstroms ist mit Pfeilen durch den Kanal 21, über die Querbohrung 9 und die abzweigenden Bohrungen 10 angedeutet. Die Austritte aus der Bohrung 10 sind insbesondere zur Bewirkung einer Filmkühlung der Heissgas-seitigen Oberfläche der Schneide gestaltet, wie zum Beispiel mit einer leicht divergierenden Austrittspartie und einem bevorzugten Winkelbereich, wie aus der einschlägigen Literatur bekannt. Bevorzugte Methoden der Herstellung sind die üblichen Giessverfahren mit Kern sowie Bohren von aussen und anschliessendes Verschliessen der Bohrungseintritte mittels Stopfen 20, welche z.B. formschlüssig eingebracht werden oder stoffschlüssig (Löten, Schweissen) verbunden werden.
    Figur 4 stellt die Ausgestaltung der Bohrungen 15 in einem Schnitt gemäss IV-IV näher dar. Es ist die Schaufel und ein Kanal des Kühlsystems 5 in dessen Schaufelblatt gezeigt. Von dem Kanal geht die Bohrung 15 aus und erstreckt sich bis zur radial äusseren Oberfläche des Deckbands2. Der Austritt einer Bohrung 15 ist angewinkelt gestaltet, sodass die Mischung mit der Heisgasströmung den Bedingungen entsprechend vorteilhaft beeinflusst werden kann. Hierzu ist der Winkel χ zwischen der Austrittfläche und der Achse der Bohrung vorzugsweise in einem Bereich zwischen 40° und 140° . Zusätzlich ist der Winkel β zwischen der Austrittsfläche und der Richtung der Radialen z vorzugsweise in einem Bereich von 30° bis 120° gewählt. Der Durchmesser der Bohrung liegt in einem Bereich zwischen 0.6 und 4.5 mm, vorzugsweise in einem Bereich zwischen 0.6 und 2.5 mm. Dies bezweckt eine angemessene Konvektivkühlung für diesen Bereich.
    Figur 5 zeigt in einem Schnitt gemäss IV-IV eine Variante des Austritts der Bohrungen 15. Die Austrittsfläche ist bezüglich der Bohrungsachse wiederum angewinkelt und abgestuft, wobei das Ende der oberen Lippe 16 im wesentlichen senkrecht zur Bohrungsachse steht. Das Mass s ist abhängig vom Durchmesser der Austrittsfläche und steht insbesondere in einem Verhältnis zum Durchmesser der Bohrung in einem Bereich von 0.5 bis 3 und erlaubt ebenfalls eine vorteilhafte Beeinflussung der Mischung mit der Heisgasströmung.
    Figur 6 zeigt in gleichem Meridionalschnitt wie in Figur 1 eine Gasturbinenschaufel 1 gemäss der dritten Ausführung der Erfindung. Im Vergleich zur ersten und zweiten Ausführung ist hier anstelle der Konvektivkühlung des Bereichs C mittels Bohrungen vom Kühlsystem der Schaufel aus, ein zusätzlicher Kanal im Statorgehäuse angeordnet, durch den Kühlluft aus dem Kühlsystem des Gehäuses auf das Deckband gerichtet ist. Wie für den Bereich B wird dort eine Prallkühlung bewirkt.
    In einer Variante sämtlicher Ausführungen der Erfindung ist die Gasturbinenschaufel vollständig oder in einzelnen Bereichen entsprechend ihres Einsatzes in der Gasturbine mit einer Wärmesperrschicht beschichtet.
    Bezugszeichenliste
    1
    Schaufel in Gasturbine
    2
    Deckband
    3
    Gasturbinenrotor
    4
    Stator, Gehäuse der Gasturbine
    5
    Kühlsystem in Schaufel(blatt)
    6
    Kühlsystem in Stator
    7
    Heissgasströmung
    8
    Erste Schneide
    9
    Querbohrung
    10
    Von Bohrung 9 abzweigende , radial einwärts verlaufende Bohrungen
    11
    Kühlluftkanal in Stator
    12
    Kühlluftstrom aus Stator
    13
    Zweite Schneide
    14
    Schaufelfuss
    15
    Bohrungen in Bereich C
    16
    Obere Lippe der Bohrungen 15
    17
    Kühlluftkanal
    18
    Kühlluftstrom
    19 20
    Stopfen
    21
    Kanal
    A
    in Heissgasströmungsrichtung erster Bereich des Decbkands
    B
    in Heissgasströmungsrichtung zweiter Bereich des Decbkands
    C
    in Heissgasströmungsrichtung dritter Bereich des Decbkands
    α
    Winkel zwischen Bohrungen 15 und Umlaufrichtung y
    β
    Winkel zwischen der Achse der Bohrungen und der radialen Richtung z
    χ
    Winkel zwischen Austrittsfläche der Bohrungen 15 und der Achse der Bohrungen
    s
    Durchmesser der Austrittsfläche der Bohrungen 15

    Claims (15)

    1. Schaufel (1) für Gasturbine mit einem Deckband (2), das sich entlang der Spitze der Schaufel (1) in Umfangsrichtung (y) der Gasturbine erstreckt
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Schaufel (1) eine erste Kühlanordnung aufweist zur Kühlung eines ersten Bereichs (A) des Deckbands (2) durch Kühlluft aus einem Kühlsystem (5) im Inneren der Schaufel (1) und eine zweite Kühlanordnung zur Kühlung eines zweiten Bereichs (B) des Deckbands (2) durch Kühlluft aus einem Kühlsystem eines Stators (4) aufweist, wobei die zweite Kühlanordnung im Stator (4) radial gegenüber des Deckbands (2) angeordnet ist, und die erste und die zweite Kühlanordnung jeweils eine Kühlung unterschiedlicher Art bewirken.
    2. Schaufel (1) nach Anspruch 1
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die erste Kühlanordnung eine Konvektivkühlung und Filmkühlung des ersten Bereichs (A) des Deckbands (2) bewirkt, und die zweite Kühlanordnung eine Prallkühlung des zweiten Bereichs (B) des Deckbands (2) bewirkt.
    3. Schaufel (1) nach Anspruch 2 oder 3
      dadurch gekennzeichnet, dass
      der erste Bereich (A) des Deckbands (2) der erste Bereich in Richtung der Heissgasströmung ist und dieser erste Bereich eine erste Schneide (8) aufweist, die sich in radialer Richtung bezüglich eines Gasturbinenrotors (3) und in Umfangsrichtung (y) erstreckt, und die erste Kühlanordnung in der ersten Schneide (8) angeordnet ist, wobei die erste Schneide (8) mehrere Bohrungen (9,10) aufweist, die in Strömungsverbindung mit einem Kühlsystem (5) im Inneren der Schaufel (1) sind,
      und die zweite Kühlanordnung einen Kühlkanal (11) durch das Statorgehäuse (4) aufweist, der mit einem Kühlsystem (6) im Statorgehäuse (4) in Strömungsverbindung steht und auf den zweiten Bereich (B) des Deckbands (2) gerichtet ist.
    4. Schaufel (1) nach Anspruch 2 oder 3
      dadurch gekennzeichnet, dass
      das Deckband (2) in Richtung der Heissgasströmung eine zweite Schneide (13) aufweist, wobei der Kühlluftstrom für die Prallkühlung des zweiten Bereichs (B) des Deckbands (2) zwischen den Schneiden (8, 13) und dem Statorgehäuse (4) entweicht.
    5. Schaufel (1) nach Anspruch 1 oder 2
      dadurch gekennzeichnet, dass
      das Deckband (2) in Richtung der Heissgasströmung eine zweite Schneide (13) aufweist, in der eine Öffnung oder ein Spalt angeordnet ist, durch die oder durch den der Kühlluftstrom für die Prallkühlung des zweiten Bereichs (B) entweicht.
    6. Schaufel (1) nach Anspruch 3
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Bohrungen (10) durch die Schneide (8) jeweils einen Austritt auf der Heissgasseite der Schneide (8) aufweisen.
    7. Schaufel (1) nach einem der Ansprüche 3 bis 6
      dadurch gekennzeichnet, dass
      das Deckband (2) einen dritten Bereich (C) mit einer dritten Kühlanordnung aufweist, wobei die dritte Kühlanordnung mehrere Bohrungen (15) aufweist, die mit einem Kühlsystem (5) im Inneren der Schaufel (1) in Strömungsverbindung stehen und die sich leicht radial auswärts durch das Deckband (2) zur radial äusseren Oberfläche des Deckbands (2) erstrecken.
    8. Schaufel (1) nach Anspruch 7
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) jeweils einen Austritt aufweisen, der entgegen der Umlaufrichtung der Gasturbine gerichtet ist.
    9. Schaufel (1) nach Anspruch 7 oder 8
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) parallel zueinander verlaufen.
    10. Schaufel (1) nach Anspruch 7 oder 8
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) in einem Winkel (α) zur Umfangsrichtung (y) verlaufen, der in einem Bereich von 2° bis 90° liegt.
    11. Schaufel (1) nach Anspruch 7 oder 8
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Austrittsfläche der Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) in einem Winkel (χ) zur Achse der Bohrungen (15) verläuft, der in einem Bereich von 40° bis 140° liegt.
    12. Schaufel (1) nach Anspruch 7 oder 8
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Austrittsfläche der Bohrungen (15) im dritten Bereich (C) in einem Winkel (β) zur Richtung der Radialen (z) verläuft, der in einem Bereich von 30° bis 120° liegt.
    13. Schaufel (1) nach Anspruch 7 oder 8
      dadurch gekennzeichnet, dass
      das Deckband (2) im dritten Bereich (C) eine zur Austrittsfläche der Bohrungen (15) jeweils eine senkrecht abgestufte Lippe (16) aufweist und der Durchmesser der Austrittsfläche einer Bohrung (15) jeweils in einem Verhältnis zum Durchmesser der Bohrung (15) in einem Bereich von 0.5 bis 3 steht.
    14. Schaufel (1) nach Anspruch 3
      dadurch gekennzeichnet, dass
      das Deckband (2) einen dritten Bereich (C) mit einer dritten Kühlanordnung aufweist, wobei die dritte Kühlanordnung mehrere Kühlkanäle (16) aufweist, die mit einem Kühlsystem (6) des Statorgehäuses (4) in Strömungsverbindung stehen und die Kühlkanäle (16) auf den dritten Bereich (C) des Deckbands (2) gerichtet sind.
    15. Schaufel (1) nach den vorangehenden Ansprüchen
      dadurch gekennzeichnet, dass
      die Schaufel (1) mindestens zum Teil mit einer Wärmesperrschicht ausgestattet ist.
    EP04101876A 2004-04-30 2004-04-30 Schaufel für Gasturbine Withdrawn EP1591626A1 (de)

    Priority Applications (9)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    EP04101876A EP1591626A1 (de) 2004-04-30 2004-04-30 Schaufel für Gasturbine
    AT05747380T ATE551497T1 (de) 2004-04-30 2005-04-19 Gasturbine
    PCT/EP2005/051721 WO2005106208A1 (de) 2004-04-30 2005-04-19 Schaufel für gasturbine
    AU2005238655A AU2005238655C1 (en) 2004-04-30 2005-04-19 Blade for a gas turbine
    EP05747380A EP1740797B1 (de) 2004-04-30 2005-04-19 Gasturbine
    KR1020067022554A KR20070006875A (ko) 2004-04-30 2005-04-19 가스 터빈용 블레이드
    CN2005800138966A CN1950589B (zh) 2004-04-30 2005-04-19 燃气轮机的叶片
    MYPI20051892A MY142730A (en) 2004-04-30 2005-04-28 Blade for a gas turbine
    US11/549,767 US7273347B2 (en) 2004-04-30 2006-10-16 Blade for a gas turbine

    Applications Claiming Priority (1)

    Application Number Priority Date Filing Date Title
    EP04101876A EP1591626A1 (de) 2004-04-30 2004-04-30 Schaufel für Gasturbine

    Publications (1)

    Publication Number Publication Date
    EP1591626A1 true EP1591626A1 (de) 2005-11-02

    Family

    ID=34929047

    Family Applications (2)

    Application Number Title Priority Date Filing Date
    EP04101876A Withdrawn EP1591626A1 (de) 2004-04-30 2004-04-30 Schaufel für Gasturbine
    EP05747380A Not-in-force EP1740797B1 (de) 2004-04-30 2005-04-19 Gasturbine

    Family Applications After (1)

    Application Number Title Priority Date Filing Date
    EP05747380A Not-in-force EP1740797B1 (de) 2004-04-30 2005-04-19 Gasturbine

    Country Status (8)

    Country Link
    US (1) US7273347B2 (de)
    EP (2) EP1591626A1 (de)
    KR (1) KR20070006875A (de)
    CN (1) CN1950589B (de)
    AT (1) ATE551497T1 (de)
    AU (1) AU2005238655C1 (de)
    MY (1) MY142730A (de)
    WO (1) WO2005106208A1 (de)

    Cited By (4)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    EP2003291A1 (de) * 2007-06-15 2008-12-17 ALSTOM Technology Ltd Gegossene Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Herstellung
    WO2011045346A1 (de) * 2009-10-15 2011-04-21 Abb Turbo Systems Ag Turbinenrad
    EP2713009A1 (de) * 2012-09-26 2014-04-02 Alstom Technology Ltd Kühlverfahren und -system zur Kühlung von Schaufeln mindestens einer Schaufelreihe in einer drehenden Strömungsmaschine, und zugehörige drehende Strömungsmaschine
    US8764395B2 (en) 2008-09-25 2014-07-01 Alstom Technology Ltd. Blade for a gas turbine

    Families Citing this family (29)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    EP1591626A1 (de) 2004-04-30 2005-11-02 Alstom Technology Ltd Schaufel für Gasturbine
    EP2009248B1 (de) * 2007-06-25 2010-05-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenanordnung und Verfahren zur Kühlung eines Deckbands an der Spitze einer Turbinenschaufel
    KR100857346B1 (ko) * 2007-07-06 2008-09-05 현대자동차주식회사 Ｓｏｏｔ 영향을 고려한 Ｕｒｅａ 분사 방법
    US8182207B2 (en) * 2008-03-17 2012-05-22 General Electric Company Inner turbine shell support configuration and methods
    US8721289B2 (en) * 2009-10-30 2014-05-13 General Electric Company Flow balancing slot
    US8579581B2 (en) * 2010-09-15 2013-11-12 General Electric Company Abradable bucket shroud
    RU2547541C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
    RU2547542C2 (ru) * 2010-11-29 2015-04-10 Альстом Текнолоджи Лтд Осевая газовая турбина
    JP2012154201A (ja) * 2011-01-24 2012-08-16 Ihi Corp タービン動翼及びシール構造
    US20120195742A1 (en) * 2011-01-28 2012-08-02 Jain Sanjeev Kumar Turbine bucket for use in gas turbine engines and methods for fabricating the same
    US9249670B2 (en) * 2011-12-15 2016-02-02 General Electric Company Components with microchannel cooling
    US9109455B2 (en) 2012-01-20 2015-08-18 General Electric Company Turbomachine blade tip shroud
    US20130318996A1 (en) * 2012-06-01 2013-12-05 General Electric Company Cooling assembly for a bucket of a turbine system and method of cooling
    GB201308605D0 (en) 2013-05-14 2013-06-19 Rolls Royce Plc A shroud arrangement for a gas turbine engine
    GB201309769D0 (en) * 2013-05-31 2013-07-17 Cummins Ltd A seal assembly
    EP2837769B1 (de) * 2013-08-13 2016-06-29 Alstom Technology Ltd Rotorwelle für eine Turbomaschine
    US9759070B2 (en) * 2013-08-28 2017-09-12 General Electric Company Turbine bucket tip shroud
    RU2568763C2 (ru) 2014-01-30 2015-11-20 Альстом Текнолоджи Лтд Компонент газовой турбины
    EP3034790B1 (de) 2014-12-16 2020-06-24 Ansaldo Energia Switzerland AG Rotorschaufel für eine gasturbine
    US10208602B2 (en) * 2015-04-27 2019-02-19 United Technologies Corporation Asymmetric diffuser opening for film cooling holes
    CN107849926A (zh) * 2015-07-24 2018-03-27 西门子公司 具有轮廓尖端罩的涡轮动叶片
    US10508554B2 (en) 2015-10-27 2019-12-17 General Electric Company Turbine bucket having outlet path in shroud
    US10184342B2 (en) * 2016-04-14 2019-01-22 General Electric Company System for cooling seal rails of tip shroud of turbine blade
    US10344599B2 (en) * 2016-05-24 2019-07-09 General Electric Company Cooling passage for gas turbine rotor blade
    US10502069B2 (en) * 2017-06-07 2019-12-10 General Electric Company Turbomachine rotor blade
    US11060407B2 (en) 2017-06-22 2021-07-13 General Electric Company Turbomachine rotor blade
    US10301943B2 (en) 2017-06-30 2019-05-28 General Electric Company Turbomachine rotor blade
    US10590777B2 (en) * 2017-06-30 2020-03-17 General Electric Company Turbomachine rotor blade
    US10577945B2 (en) 2017-06-30 2020-03-03 General Electric Company Turbomachine rotor blade

    Citations (4)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    FR1163559A (fr) * 1956-12-21 1958-09-29 Bertin & Cie Perfectionnement aux turbines
    JPS5847104A (ja) * 1981-09-11 1983-03-18 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンのタ−ビン動翼
    US5460486A (en) * 1992-11-19 1995-10-24 Bmw Rolls-Royce Gmbh Gas turbine blade having improved thermal stress cooling ducts
    DE10336863A1 (de) * 2002-09-17 2004-03-25 Alstom (Switzerland) Ltd. Thermische Turbomaschine

    Family Cites Families (10)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    US3606574A (en) * 1969-10-23 1971-09-20 Gen Electric Cooled shrouded turbine blade
    US4311431A (en) * 1978-11-08 1982-01-19 Teledyne Industries, Inc. Turbine engine with shroud cooling means
    US6042878A (en) * 1996-12-31 2000-03-28 General Electric Company Method for depositing a ceramic coating
    DE59912323D1 (de) 1998-12-24 2005-09-01 Alstom Technology Ltd Baden Turbinenschaufel mit aktiv gekühltem Deckbandelememt
    EP1041247B1 (de) 1999-04-01 2012-08-01 General Electric Company Gasturbinenschaufel mit einem offenen Kühlkreislauf
    US6254345B1 (en) 1999-09-07 2001-07-03 General Electric Company Internally cooled blade tip shroud
    DE10064265A1 (de) * 2000-12-22 2002-07-04 Alstom Switzerland Ltd Vorrichtung und Verfahren zur Kühlung einer Plattform einer Turbinenschaufel
    RU2271454C2 (ru) * 2000-12-28 2006-03-10 Альстом Текнолоджи Лтд Устройство площадок в прямоточной осевой газовой турбине с улучшенным охлаждением участков стенки и способ уменьшения потерь через зазоры
    EP1456508B1 (de) * 2001-12-13 2005-08-31 ALSTOM Technology Ltd Heissgaspfad-baugruppe einer gasturbine
    EP1591626A1 (de) 2004-04-30 2005-11-02 Alstom Technology Ltd Schaufel für Gasturbine

    Patent Citations (4)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    FR1163559A (fr) * 1956-12-21 1958-09-29 Bertin & Cie Perfectionnement aux turbines
    JPS5847104A (ja) * 1981-09-11 1983-03-18 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンのタ−ビン動翼
    US5460486A (en) * 1992-11-19 1995-10-24 Bmw Rolls-Royce Gmbh Gas turbine blade having improved thermal stress cooling ducts
    DE10336863A1 (de) * 2002-09-17 2004-03-25 Alstom (Switzerland) Ltd. Thermische Turbomaschine

    Non-Patent Citations (1)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Title
    PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 0071, no. 28 (M - 220) 3 June 1983 (1983-06-03) *

    Cited By (8)

    * Cited by examiner, † Cited by third party
    Publication number Priority date Publication date Assignee Title
    EP2003291A1 (de) * 2007-06-15 2008-12-17 ALSTOM Technology Ltd Gegossene Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Herstellung
    WO2008151900A2 (en) * 2007-06-15 2008-12-18 Alstom Technology Ltd Cast turbine blade and method of manufacture
    WO2008151900A3 (en) * 2007-06-15 2009-02-19 Alstom Technology Ltd Cast turbine blade and method of manufacture
    US8137069B2 (en) 2007-06-15 2012-03-20 Alstom Technology Ltd Turbine blades
    US8764395B2 (en) 2008-09-25 2014-07-01 Alstom Technology Ltd. Blade for a gas turbine
    WO2011045346A1 (de) * 2009-10-15 2011-04-21 Abb Turbo Systems Ag Turbinenrad
    EP2713009A1 (de) * 2012-09-26 2014-04-02 Alstom Technology Ltd Kühlverfahren und -system zur Kühlung von Schaufeln mindestens einer Schaufelreihe in einer drehenden Strömungsmaschine, und zugehörige drehende Strömungsmaschine
    US9765629B2 (en) 2012-09-26 2017-09-19 Ansaldo Energia Switzerland AG Method and cooling system for cooling blades of at least one blade row in a rotary flow machine

    Also Published As

    Publication number Publication date
    MY142730A (en) 2010-12-31
    CN1950589B (zh) 2012-02-22
    KR20070006875A (ko) 2007-01-11
    US7273347B2 (en) 2007-09-25
    WO2005106208A1 (de) 2005-11-10
    AU2005238655A1 (en) 2005-11-10
    EP1740797A1 (de) 2007-01-10
    CN1950589A (zh) 2007-04-18
    AU2005238655C1 (en) 2011-06-09
    AU2005238655B2 (en) 2010-08-26
    US20070071593A1 (en) 2007-03-29
    ATE551497T1 (de) 2012-04-15
    EP1740797B1 (de) 2012-03-28

    Similar Documents

    Publication Publication Date Title
    EP1740797B1 (de) Gasturbine
    EP1267041B1 (de) Gekühlte Turbinenschaufel
    DE60018817T2 (de) Gekühlte Gasturbinenschaufel
    DE60017541T2 (de) Schaufelblatt für eine axiale Turbomaschine
    DE60005424T2 (de) Mantelring für Gasturbinen
    EP2414640B1 (de) Schaufel für eine gasturbine
    EP1191189A1 (de) Gasturbinenschaufel
    DE19810821A1 (de) Gasturbinen-Dichtungsvorrichtung
    EP1260678A1 (de) Kühlvorrichtung für Gasturbinenkomponenten
    EP3121373B1 (de) Gekühltes turbinenlaufrad, insbesondere für ein flugtriebwerk
    WO2003052240A2 (de) Gasturbinenanordnung
    DE102009040758A1 (de) Umlenkvorrichtung für einen Leckagestrom in einer Gasturbine und Gasturbine
    DE19904229A1 (de) Gekühlte Turbinenschaufel
    WO2005095761A1 (de) Vorrichtung zur kühlluftbeaufschlagung einer laufschaufel
    WO2013167346A1 (de) Turbinenlaufschaufel und axialer rotorabschnitt für eine gasturbine
    EP3336313A1 (de) Turbinen-laufschaufelanordnung für eine gasturbine und verfahren zum bereitstellen von dichtluft in einer turbinen-laufschaufelanordnung
    EP0992656B1 (de) Strömungsmaschine zum Verdichten oder Entspannen eines komprimierbaren Mediums
    EP3473808B1 (de) Schaufelblatt für eine innengekühlte turbinenlaufschaufel sowie verfahren zur herstellung einer solchen
    DE102015206384A1 (de) Deckbandanordnung einer Schaufelreihe von Stator- oder Rotorschaufeln
    EP3762587B1 (de) Schaufelblatt für eine turbinenschaufel
    EP1167689A1 (de) Konfiguration einer kühlbaren Turbinenschaufel
    EP1621735B1 (de) Gasturbinenrotor
    DE2853586C2 (de) Laufradscheibe für Gasturbinenläufer mit Innengekühlten Schaufeln
    WO2008155248A1 (de) Kühlung der leitschaufel einer gasturbine
    EP3112593A1 (de) Innengekühlte turbinenschaufel

    Legal Events

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

    Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

    AK Designated contracting states

    Kind code of ref document: A1

    Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IT LI LU MC NL PL PT RO SE SI SK TR

    AX Request for extension of the european patent

    Extension state: AL HR LT LV MK

    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: 20060503