EP1706593A1 - Turbine blade and gas turbine with such a turbine blade - Google Patents

Turbine blade and gas turbine with such a turbine blade

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EP1706593A1
EP1706593A1 EP05706868A EP05706868A EP1706593A1 EP 1706593 A1 EP1706593 A1 EP 1706593A1 EP 05706868 A EP05706868 A EP 05706868A EP 05706868 A EP05706868 A EP 05706868A EP 1706593 A1 EP1706593 A1 EP 1706593A1
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EP
European Patent Office
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blade
turbine
sheet metal
metal part
turbine blade
Prior art date
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Granted
Application number
EP05706868A
Other languages
German (de)
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EP1706593B1 (en
Inventor
Stefan Baldauf
Hans-Thomas Bolms
Michael HÄNDLER
Christian Lerner
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
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Priority to EP05706868A priority patent/EP1706593B1/en
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    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008—Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade with an airfoil arranged along a blade axis and with a platform region having at the foot of the airfoil a platform which extends transversely to the blade axis.
  • the invention further relates to a gas turbine having a flow channel with an annular cross-section for a working medium extending along an axis of the gas turbine, a second blade arranged behind a first blade stage arranged along the axis, wherein a blade stage arranged a number of annular, radially into the channel having extending turbine blades.
  • a gas turbine of this type occur in the flow channel after exposure to hot gas temperatures that can range between 1000 ° C and 1400 ° C.
  • the platform of the turbine bucket due to the annular arrangement of a number of such turbine buckets in a bucket stage, forms part of the flow passage for a gas turbine flowing working fluid in the form of hot gas, thus driving the axial turbine rotor via the turbine bucket.
  • Such a strong thermal stress on the boundary of the flow channel formed by the platforms is countered by cooling a platform from behind, that is to say from the base of a turbine blade arranged below the platform.
  • the foot and the platform region usually have a suitable sewer system for the application of a cooling medium.
  • DE 2 628 807 A1 discloses an impingement cooling system for a turbine blade of the type mentioned initially.
  • DE 2 628 807 A1 for cooling the platform in front of the side facing away from the hot gas of the platform, ie behind the platform, ie between a blade root and the platform form, a perforated wall element arranged. Cooling air strikes the side of the platform remote from the hot gas through the holes of the wall element under relatively high pressure, thereby achieving efficient impingement cooling.
  • EP 1 073 827 B1 discloses a new way of constructing the platform area of cast turbine blades.
  • the platform area is formed as a double platform of two opposing platform walls. This ensures that the flow channel and thus the
  • the flow channel limiting platform wall can be made thin.
  • the design in two platform walls results in a functional separation for the platform walls.
  • the platform wall bounding the flow channel is essentially responsible for the sewerage of the hot gas.
  • the opposite, not acted upon by the hot gas platform wall takes over the recording of the blade resulting from the blade loads. This function separation makes it possible to make the platform wall delimiting the flow channel so thin that hot gas channelisation is ensured without having to absorb significant loads.
  • sealing measures are necessary in a parting line between platforms of adjacent turbine blades of the same blade stage or adjacent turbine blades of successively arranged blade stages to prevent unwanted and excessive leakage of cooling medium in the acted upon hot gas flow channel.
  • the measures required for sealing can lead to structurally and cooling technically difficult situations on a thermally highly loaded platform wall and represent an increased failure potential for a turbine blade and thus for a gas turbine.
  • the sealing of such part joints is achieved by the installation of special sealing elements.
  • they must be flexible enough to permit simultaneous relative movements of adjacent parts, in particular of adjacent turbine blades and their platforms, and on the other hand, they nevertheless have to obtain a sealing effect.
  • the installation of such sealing elements leads to geometrically and structurally complicated components. As a result, special cooling measures are necessary to sufficiently cool hard to reach edges of a platform.
  • the invention is based, whose task is to provide a turbine blade with a platform that is simultaneously simple and also satisfies the geometrical-structural and cooling requirements within a flow channel limitation of a gas turbine advantageous. Furthermore, the sealing of the part joints between adjacent turbine blades should be particularly simple and inexpensive.
  • the object is achieved by the invention with the turbine blade mentioned above, wherein according to the invention the platform is at least partially formed by a first elastic sheet-metal part fixed to the airfoil, which can be applied to an adjacent turbine blade.
  • the invention is based on the consideration that the use of a non-load-bearing platform for representing the boundary of a hot gas flow channel of a gas turbine is fundamentally suitable for cooling the platform, and thus the boundary of the flow channel, as effectively as possible.
  • the essential income knowledge of the invention in that it is possible to equip the platform itself with an increased sealing effect, namely by the platform is designed so thin-walled that it is formed by a voltage applied to the airfoil sheet metal part.
  • the platform as a part of the hot gas acted upon flow-limiting part meets all requirements with respect to the cooling and also a sealing element.
  • Sheet metal part the platform as such, namely sufficiently flexible to allow simultaneous relative movements of adjacent airfoils and other parts and still receives the sealing effect. This eliminates the need for a special sealing element. This simplifies the
  • the first resilient sheet metal part is provided as a non-load-bearing platform wall which at least partially defines the hot-gas-charged flow channel.
  • the platform thus consists at least partially of the first spring-elastic sheet-metal part fixed to the blade.
  • the platform is formed by the first fixed to a first stop on one side of the airfoil elastic sheet metal part and is formed by a second at a second stop on the other side of the airfoil fixed sheet metal part.
  • two sheet metal parts are expediently provided, which form the platform, which thus extend on both sides on one side and the other side of the airfoil transversely to the blade axis.
  • the second sheet metal part resting against the blade leaf assumes the function of a first platform wall which does not carry the blade leaf, and the platform furthermore has a second platform wall carrying the blade leaf.
  • a corresponding cooling space for acting on a cooling medium is formed between the first non-load-bearing platform wall of the second sheet-metal part and the second thicker supporting platform wall as a special load-bearing structure.
  • each stop can be designed in the form of a groove or edge. This allows a particularly reliable and aerodynamically favorable attachment of the sheet metal part at the foot of the airfoil.
  • the sheet metal parts in particular the first, is held on a further stop of an adjacent turbine blade.
  • this further stop in the form of a support formed his.
  • a support may be formed by a formed between the blade root and foot of the airfoil step.
  • the first sheet metal part of a first turbine blade engages behind the bearing of the adjacent turbine blade sealing.
  • the second sheet metal part can advantageously engage behind the support arranged on the same turbine blade or, in addition or as an alternative, be attached to the step.
  • the first resilient sheet metal part in the rest state is loosely against the further stop of the adjacent turbine blade.
  • the sheet metal part there results a still to be explained sufficient attachment of the sheet metal part from the movement or fluidic connection of the turbine blade in the operating state of a gas turbine.
  • the sealing effect of the first resilient sheet metal part on the further stop can be further improved if the first resilient sheet metal part rests under a self-generated bias on the other stop.
  • a blade stage comprises a number of annularly arranged radially in the flow channel extending turbine blades, wherein according to the invention a turbine blade is designed according to one of the above type.
  • the turbine blade is a rotor blade.
  • Such a run is at one attached axially rotating turbine rotor and rotates when operating the gas turbine with the turbine rotor.
  • a centrifugal force acting in the direction of the blade blade as a result of the rotation from the foot of the blade blade is produced.
  • the development provides that the first resilient sheet metal part reaches a sufficient sealing effect between two adjacent sheet metal parts of two adjacent blades. Due to the centrifugal force, the first resilient sheet metal part of a first blade is pressed against a further stop of the second blade and thereby applied centrifugally mounted.
  • the first resilient sheet metal part When operating the rotor blade of the gas turbine, the first resilient sheet metal part also has the function of a sealing element.
  • the contact surface of the first resilient sheet metal part acts on the further stop of the adjacent blade in the form of a support as a sealing abutment for the first sheet metal part.
  • the turbine blade is provided as a guide vane on a peripheral turbine housing.
  • a pressure gradient from the foot of the airfoil is produced in the direction of the airfoil by means of a cooling medium.
  • the alternative development provides that the first resilient sheet metal part of a first vane through the Pressure gradient is pressed against the further stop a second vane and thereby pressure-fastened. The pressure gradient is thus generated by the fact that the first resilient sheet metal part is acted upon from the back with cooling medium and is thereby pressed against the other stop.
  • the first resilient sheet metal part has the function of a sealing element.
  • the contact surfaces of the first resilient sheet metal part act on a stop described above as sufficient sealing surfaces and the stop as an abutment for the first resilient sheet metal part.
  • a boundary of the flow channel is formed, which is continuous.
  • a continuous axial boundary of the flow channel is advantageously formed.
  • it is in the Vane stages around vanes and turbine blades around vanes.
  • FIG. 1 shows a particularly preferred embodiment of a gas turbine with a flow channel and a preferred embodiment of the guide and blading in a schematic form in a cross-sectional view;
  • FIG. 2 shows a platform region of a particularly preferred embodiment of a first turbine blade of a first blade stage and a second turbine blade adjacent to the first turbine blade. Bell bucket of a second blade stage in perspective view.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 1 with a flow channel 5 extending along an axis 3 with an annular cross-section for a working medium M.
  • a number of blade stages are arranged in the flow channel 5.
  • a second vane stage 9 is arranged behind a first vane stage 7 along the axis 3.
  • a second blade stage 13 is behind a first one
  • Blade stage 11 is arranged.
  • the guide blade stages 7, 9 have a number of guide vanes 21, which are arranged annularly on a peripheral turbine housing 15 and extend radially into the flow channel 5.
  • a blade stage 11, 13 in this case has a number of annular blades 23 arranged on an axial turbine rotor 19 and extending radially into the flow channel 5.
  • the flow of a working medium M is generated in the form of a hot gas from a burner 17.
  • a number of such burners 17 are arranged around the axis 3 in an annular space, not shown in the cross-sectional drawing of FIG.
  • a vane 21 and a rotor blade 23 are shown schematically in FIG.
  • a guide blade 21 has a blade tip 27 arranged along a blade axis 25, an airfoil 29 and a platform region 31.
  • the platform region 31 has a platform 33 extending transversely to the blade axis 25 and a blade root 35.
  • a rotor blade 23 has a blade tip 37 arranged along a blade axis, an airfoil 39 and a platform region 41.
  • the platform region 41 has a platform 43 extending transversely to the blade axis 45 and a blade root 47.
  • the platform 33 of a guide blade 21 and the platform 43 of a rotor blade 23 each form part of a boundary 49, 51 of the flow channel 5 for the working medium M, which flows through the gas turbine 1.
  • the peripheral boundary 49 is part of the peripheral turbine housing 15.
  • the rotor-side boundary 51 is part of the turbine rotor 19 rotating in the operating state of the gas turbine 1.
  • the platform 33 of a guide blade 21 and the platform 43 of a rotor blade 23 are formed by sheet metal parts fixed to the blade blade 29, 39.
  • FIG 2 shows a representative of a platform area
  • the first turbine blade 63 and second turbine blade 65 shown in FIG. 2 are shown as representative of a first stator blade 21 of a first stator blade stage 7 and a second stator blade 21 of a second stator blade stage 9 arranged axially directly behind it.
  • the first turbine blade 63 and the second turbine blade 65 are also shown as representative of a first blade 23 of the first blade stage 11 shown in FIG. 1 and a second rotor blade 23 of the second blade stage 13 arranged axially directly behind it.
  • the turbine blades 63, 65 are vanes.
  • the first turbine blade 63 has an airfoil 69 drawn in demolition.
  • Turbine blade 65 in this case has an airfoil 67 drawn in demolition.
  • a platform 71 which extends transversely to the blade axis 73, 75, is formed in the platform region 61 at the foot of the blade leaf 67, 69.
  • the platform 71 is on the one hand by a first spring-elastic sheet metal part 79 shown in the first blade 63 and the others are formed by a second sheet metal part 77 shown in the second blade 65.
  • the first resilient sheet metal part 79 is attached to a first stop 83 on one side of the airfoil 69, which side is shown in the first turbine blade 63.
  • the second resilient sheet metal part 77 is fixed to a second stop 81 on the other side of the airfoil 67, which side is shown in the second turbine blade 65.
  • the attachment can be done for example by welding or soldering and is tight.
  • the first stop 83 and the second stop 81 are each formed in the form of a groove, in each of which the first resilient sheet metal part 79 and the second sheet metal part 77 each pierces with its end on the blade 69 and the blade 67 end edge.
  • the second resilient sheet metal part 77 is also held on a further stop 85 of the second turbine blade 65.
  • the second sheet metal part 77 is attached to the stopper 85.
  • the second sheet metal part 77 could also engage behind the further stop 85.
  • the latter is the case for the first resilient sheet metal part 79 of the first turbine blade 63, which is held together with the second sheet metal part 77 on the further stop 85 of the second turbine blade 67. To this end, the first resilient sheet metal part 79 loosely engages the further stop 85.
  • the further stop 85 is designed to hold the second sheet metal part 77 and the first resilient sheet metal part 79 in the form of a support and thus forms a side on its side facing the first resilient sheet metal part 79 Sealing surface which serves as an abutment for the first resilient sheet metal part 79.
  • the platform 71 comes on its rear side 89 largely without a support structure or a supporting platform wall. Rather, a first cooling space 93 and a second cooling roughness 91 are formed on the rear side 89, which make it possible to optimally cool the platform 71 in the area between the second turbine blade 65 and the first turbine blade 63. In this way, an otherwise usually complicated to design platform edge construction in connection with the further stopper 85 can be made easier and without thermally compromised area.
  • the support structure 95, 97 of the turbine blades 65, 63 extending from the foot of the blade leaf 67, 69 has been optimized in terms of shape to form the blade root 35, 47 in FIG.
  • the further stop 85 is provided Sealing action of the second sheet metal part 77 and the first resilient sheet metal part 79.
  • first resilient sheet metal part 79 by means of a self-generated by the first resilient sheet metal part 79 self-biasing abuts the other stop 85 sealingly. As a result, the contact pressure generated by the pressure gradient can be increased.
  • the sheet metal parts 77, 79 of the platform 71 are centrifugally mounted or pressure-mounted and simultaneously develop their sealing effect and separation effect between the H thoroughlygasbeetzmannten flow channel 5 and thedemediumbeaufschlagten back 89 of the platform 71st
  • a turbine blade 63, 65 has a blade blade 67, 69 arranged along a blade axis 73, 75 and a platform region 61 at the foot of the blade 67, 69 arranged a platform 71, which extends transversely to the blade axis 73, 75, proposed that the platform 71 is formed by a fixed to the blade plate 67, 69 sheet metal part 77, 79. This also leads to a gas turbine 1 with a along an axis 3 of the
  • Gas turbine 1 extending flow channel 5 with an annular cross-section for a working medium M, a second 9, 13 behind a first 7, 11 arranged along the axis 3 blade stage with a blade stage 7, 9, 11, 13 a number of annularly arranged, radially into the Channel 5 extending turbine blades 63, 65 according to the above concept.

Landscapes

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

The invention relates to a turbine blade (63, 65) comprising a vane (67, 69) that runs along a blade axis (73, 75) and a platform region (61), which is located at the root of the vane (67, 69) and has a platform (71) that extends transversally to the blade axis (73, 75). The aim of the invention is to configure a delimitation (87) of a flow channel (5) of a gas turbine (1) in the simplest possible manner. To achieve this, the platform (71) is configured by an elastic sheet metal part (77, 79) that rests on the vane (67, 69). Said part leads to a gas turbine (1) comprising a flow conduit (5) that runs along an axis (3) of the gas turbine (1), said conduit having an annular cross-section for a working medium (M) and a second (9, 13) vane stage (7, 9, 11, 13) that is situated downstream of a first (7, 11) vane stage, which runs along the axis (3). According to the invention, a vane stage comprises a number of turbine blades (63, 65) that are arranged in a ring and extend radially into the flow channel (5) in accordance with the inventive concept.

Description

Beschreibungdescription
TURBINENSCHAUFEL UND GASTURBINE MIT EINER SOLCHEN TURBINENSCHAUFELTURBINE BUCKET AND GAS TURBINE WITH SUCH A TURBINE BUCKET
Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel mit einem entlang einer Schaufelachse angeordneten Schaufelblatt und mit einem Plattformbereich, der am Fuße des Schaufelblattes angeordnet eine Plattform aufweist, die sich quer zur Schaufelachse erstreckt . Die Erfindung führt des Weiteren auf eine Gasturbine mit einem entlang einer Achse der Gasturbine sich erstreckenden Strömungskanal mit ringförmigem Querschnitt für ein Arbeitsmedium, einer zweiten hinter einer ersten entlang der Achse angeordneten Schaufelstufe, wobei eine Schaufelstufe eine Anzahl von ringförmig angeordneten, sich radial in den Kanal erstreckende Turbinenschaufeln aufweist.The invention relates to a turbine blade with an airfoil arranged along a blade axis and with a platform region having at the foot of the airfoil a platform which extends transversely to the blade axis. The invention further relates to a gas turbine having a flow channel with an annular cross-section for a working medium extending along an axis of the gas turbine, a second blade arranged behind a first blade stage arranged along the axis, wherein a blade stage arranged a number of annular, radially into the channel having extending turbine blades.
Bei einer Gasturbine dieser Art treten im Strömungskanal nach Beaufschlagung mit Heißgas Temperaturen auf, die im Bereich zwischen 1000 °C und 1400 °C liegen können. Die Plattform der Turbinenschaufel bildet infolge der ringförmigen Anordnung einer Anzahl solcher Turbinenschaufeln in einer Schaufelstufe einen Teil des Strömungskanals für ein die Gasturbine durchströmendes Arbeitsfluid in Form von Heißgas, das auf diese Weise den axialen Turbinenrotor über die Turbinenschaufein antreibt. Einer derart starken thermischen Beanspruchung der durch die Plattformen gebildeten Begrenzung des Strömungskanals wird dadurch begegnet, dass eine Plattform von hinten, also vom unterhalb der Plattform angeordneten Fuß einer Turbinenschaufel her, gekühlt wird. Dazu weist der Fuß und der Plattformbereich üblicherweise eine geeignete Kanalisation zur Beaufschlagung mit einem Kühlmedium auf.In a gas turbine of this type occur in the flow channel after exposure to hot gas temperatures that can range between 1000 ° C and 1400 ° C. The platform of the turbine bucket, due to the annular arrangement of a number of such turbine buckets in a bucket stage, forms part of the flow passage for a gas turbine flowing working fluid in the form of hot gas, thus driving the axial turbine rotor via the turbine bucket. Such a strong thermal stress on the boundary of the flow channel formed by the platforms is countered by cooling a platform from behind, that is to say from the base of a turbine blade arranged below the platform. For this purpose, the foot and the platform region usually have a suitable sewer system for the application of a cooling medium.
Aus der DE 2 628 807 AI geht ein Prallkühlsystem für eine Turbinenschaufel eingangs genannter Art hervor. In der DE 2 628 807 AI ist zur Kühlung der Plattform vor der dem Heißgas abgewandten Seite der Plattform, also hinter der Plattform, d. h. zwischen einem Schaufelfuß und der Platt- form, ein gelochtes Wandelement angeordnet. Durch die Löcher des Wandelements trifft Kühlluft unter relativ hohem Druck auf die vom Heißgas abgewandte Seite der Plattform, wodurch eine effiziente Prallkühlung erreicht wird.DE 2 628 807 A1 discloses an impingement cooling system for a turbine blade of the type mentioned initially. In DE 2 628 807 A1, for cooling the platform in front of the side facing away from the hot gas of the platform, ie behind the platform, ie between a blade root and the platform form, a perforated wall element arranged. Cooling air strikes the side of the platform remote from the hot gas through the holes of the wall element under relatively high pressure, thereby achieving efficient impingement cooling.
In der EP 1 073 827 Bl wird ein neuer Weg in der Konstruktion des Plattformbereichs gegossener Turbinenschaufeln offenbart. Der Plattformbereich ist als Doppelplattform aus zwei einander gegenüber liegenden Plattformwänden ausgebildet. Dadurch wird erreicht, dass die dem Strömungskanal und damit demEP 1 073 827 B1 discloses a new way of constructing the platform area of cast turbine blades. The platform area is formed as a double platform of two opposing platform walls. This ensures that the flow channel and thus the
Heißgas unmittelbar ausgesetzte, den Strömungskanal begrenzende Plattformwand dünn ausgeführt werden kann. Mit der Ausführung in zwei Plattformwänden ergibt sich eine Funktions- trennung für die Plattformwände. Die den Strömungskanal be- grenzende Plattformwand ist im Wesentlichen für die Kanalisation des Heißgases verantwortlich. Die gegenüberliegende, vom Heißgas nicht beaufschlagte Plattformwand übernimmt die Aufnahme der vom Schaufelblatt herrührenden Lasten. Diese Funktionstrennung ermöglicht es, die den Strömungskanal begren- zende Plattformwand so dünn auszuführen, dass die Heißgaska- nalisierung gewährleistet ist, ohne dabei wesentliche Lasten abfangen zu müssen.Hot gas directly exposed, the flow channel limiting platform wall can be made thin. The design in two platform walls results in a functional separation for the platform walls. The platform wall bounding the flow channel is essentially responsible for the sewerage of the hot gas. The opposite, not acted upon by the hot gas platform wall takes over the recording of the blade resulting from the blade loads. This function separation makes it possible to make the platform wall delimiting the flow channel so thin that hot gas channelisation is ensured without having to absorb significant loads.
Bei der Ausführung einer Turbinenschaufel eingangs genannter Art sind in einer Teilfuge zwischen Plattformen aneinander grenzender Turbinenschaufeln der gleichen Schaufelstufe oder benachbarter Turbinenschaufeln von hintereinander angeordneten Schaufelstufen Dichtmaßnahmen notwendig, um ein ungewolltes und exzessives Ausströmen von Kühlmedium in den mit Heiß- gas beaufschlagten Strömungskanal zu verhindern. Die zur Abdichtung erforderlichen Maßnahmen können zu strukturell und kühlungstechnisch schwierigen Situationen an einer thermisch hochbelasteten Plattformwand führen und stellen ein erhöhtes Versagenspotential für eine Turbinenschaufel und damit für eine Gasturbine dar. Üblicherweise wird die Abdichtung solcher Teilfugen durch den Einbau besonderer Dichtelemente erzielt. Diese müssen jedoch einerseits flexibel genug sein, um gleichzeitige Relativbewegungen benachbarter Teile, insbesondere benachbarter Turbi- nenschaufeln und ihrer Plattformen zuzulassen und andererseits müssen sie dennoch eine Dichtwirkung erhalten. Der Einbau solcher Dichtelemente führt zu geometrisch und strukturell komplizierten Bauteilen. Als Folge davon sind besondere Kühlmaßnahmen notwendig, um schwer zugängliche Randbereiche einer Plattform ausreichend zu kühlen.In the execution of a turbine blade of the type mentioned above sealing measures are necessary in a parting line between platforms of adjacent turbine blades of the same blade stage or adjacent turbine blades of successively arranged blade stages to prevent unwanted and excessive leakage of cooling medium in the acted upon hot gas flow channel. The measures required for sealing can lead to structurally and cooling technically difficult situations on a thermally highly loaded platform wall and represent an increased failure potential for a turbine blade and thus for a gas turbine. Usually, the sealing of such part joints is achieved by the installation of special sealing elements. On the one hand, however, they must be flexible enough to permit simultaneous relative movements of adjacent parts, in particular of adjacent turbine blades and their platforms, and on the other hand, they nevertheless have to obtain a sealing effect. The installation of such sealing elements leads to geometrically and structurally complicated components. As a result, special cooling measures are necessary to sufficiently cool hard to reach edges of a platform.
Wünschenswert wäre eine möglichst einfach ausgestaltete und gleichzeitig gut zu kühlende und abgedichtete Strömungskanal- begrenzung einer Gasturbine .It would be desirable to have as simple as possible and at the same time easy to cool and sealed flow channel limitation of a gas turbine.
An dieser Stelle setzt die Erfindung an, deren Aufgabe es ist, eine Turbinenschaufel mit einer Plattform anzugeben, die gleichzeitig einfach ausgestaltet ist und auch den geometrisch-strukturellen und kühlungstechnischen Anforderungen im Rahmen einer Strömungskanalbegrenzung einer Gasturbine vorteilhaft genügt . Ferner soll die Abdichtung der Teilfugen zwischen benachbarten Turbinenschaufeln besonders einfach und kostengünstig erfolgen.At this point, the invention is based, whose task is to provide a turbine blade with a platform that is simultaneously simple and also satisfies the geometrical-structural and cooling requirements within a flow channel limitation of a gas turbine advantageous. Furthermore, the sealing of the part joints between adjacent turbine blades should be particularly simple and inexpensive.
Betreffend die Turbinenschaufel wird die Aufgabe durch die Erfindung mit der eingangs genannten Turbinenschaufel gelöst, bei der erfindungsgemäß die Plattform durch ein erstes am Schaufelblatt festliegendes federelastisches Blechteil zumindest teilweise gebildet ist, welches an einer benachbarten Turbinenschaufel anlegbar ist.With regard to the turbine blade, the object is achieved by the invention with the turbine blade mentioned above, wherein according to the invention the platform is at least partially formed by a first elastic sheet-metal part fixed to the airfoil, which can be applied to an adjacent turbine blade.
Die Erfindung geht von der Überlegung aus, dass die Verwendung einer nicht-tragenden Plattform zur Darstellung der Begrenzung eines mit Heißgas beaufschlagten Strömungskanals ei- ner Gasturbine grundsätzlich geeignet ist, die Plattform, und damit die Begrenzung des Strömungskanals, möglichst effektiv zu kühlen. Darüber hinausgehend liegt die wesentliche Er- kenntnis der Erfindung darin, dass es möglich ist, die Plattform selbst mit einer erhöhten Dichtwirkung auszustatten, und zwar indem die Plattform derart dünnwandig ausgeführt wird, dass sie durch ein am Schaufelblatt anliegendes federelasti- sches Blechteil gebildet ist.The invention is based on the consideration that the use of a non-load-bearing platform for representing the boundary of a hot gas flow channel of a gas turbine is fundamentally suitable for cooling the platform, and thus the boundary of the flow channel, as effectively as possible. In addition, the essential income knowledge of the invention in that it is possible to equip the platform itself with an increased sealing effect, namely by the platform is designed so thin-walled that it is formed by a voltage applied to the airfoil sheet metal part.
Damit erfüllt nämlich die Plattform als ein den Heißgas beaufschlagten Strömungskanal begrenzendes Teil alle Anforderungen hinsichtlich der Kühlung und auch eines Dichtelements. Durch das am Schaufelblatt festliegende federelastischeThus, the platform as a part of the hot gas acted upon flow-limiting part meets all requirements with respect to the cooling and also a sealing element. By the fixed to the airfoil elastic
Blechteil ist die Plattform als solche nämlich ausreichend flexibel, um gleichzeitige Relativbewegungen benachbarter Schaufelblätter und anderer Teile zuzulassen und erhält dennoch die Dichtwirkung. Damit entfällt die Notwendigkeit für ein besonderes Dichtelement . Dies vereinfacht dieSheet metal part, the platform as such, namely sufficiently flexible to allow simultaneous relative movements of adjacent airfoils and other parts and still receives the sealing effect. This eliminates the need for a special sealing element. This simplifies the
Ausgestaltung und Kühlung der Strömungskanalbegrenzung.Design and cooling of the flow channel limitation.
Gemäß der Erfindung ist das erste federelastische Blechteil als eine nicht-tragende Plattformwand vorgesehen, die den heißgasbeaufschlagten Strömungskanal zumindest teilweise begrenzt. Eine wie in der EP 1 073 827 Bl vorgesehene tragende Plattformwand, die hinter dem ersten federelastischen Blechteil angeordnet wäre, kann weitgehend entfallen. Die Plattform besteht also zumindest teilweise aus dem am Schaufelblatt festliegenden ersten federelastischen Blechteil.According to the invention, the first resilient sheet metal part is provided as a non-load-bearing platform wall which at least partially defines the hot-gas-charged flow channel. A provided as in EP 1 073 827 Bl supporting platform wall, which would be located behind the first resilient sheet metal part, can be largely eliminated. The platform thus consists at least partially of the first spring-elastic sheet-metal part fixed to the blade.
Das zwischen Plattformen benachbarter Turbinenschaufeln bisher nötige Dichtelement kann entfallen, da das erste federelastische Blechteil der einen Turbinenschaufel dicht an der anderen der benachbarten Turbinenschaufel anliegt .The previously required between platforms of adjacent turbine blades sealing element can be omitted, since the first resilient sheet metal part of a turbine blade rests close to the other of the adjacent turbine blade.
Die Vorteile hinsichtlich Kühlung und Dichtwirkung des ersten federelastischen Blechteils für die Plattform und damit der Strömungskanalbegrenzung bleiben bestehen. Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind den Unteransprüchen zu entnehmen und geben im Einzelnen vorteilhafte Möglichkeiten an, insbesondere die Plattform hinsichtlich obiger Aufgabe weiterzubilden.The advantages in terms of cooling and sealing effect of the first resilient sheet metal part for the platform and thus the flow channel limitation remain. Advantageous developments of the invention can be found in the dependent claims and specify in detail advantageous possibilities, in particular to further develop the platform with respect to the above task.
Gemäß einer besonders bevorzugten Weiterbildung der Erfindung ist vorgesehen, dass die Plattform durch das erste an einem ersten Anschlag auf der einen Seite des Schaufelblattes festliegendes federelastisches Blechteil gebildet ist und durch ein zweites an einem zweiten Anschlag auf der anderen Seite des Schaufelblattes festliegendes Blechteil gebildet ist. Damit sind zweckmäßigerweise zwei Blechteile vorgesehen, welche die Plattform bilden, die sich damit beidseitig auf der einen und der anderen Seite des Schaufelblattes quer zur Schaufelachse erstrecken.According to a particularly preferred embodiment of the invention, it is provided that the platform is formed by the first fixed to a first stop on one side of the airfoil elastic sheet metal part and is formed by a second at a second stop on the other side of the airfoil fixed sheet metal part. Thus, two sheet metal parts are expediently provided, which form the platform, which thus extend on both sides on one side and the other side of the airfoil transversely to the blade axis.
Zweckmäßigerweise übernimmt das am Schaufelblatt anliegende zweite Blechteil die Funktion einer ersten, das Schaufelblatt nicht-tragenden Plattformwand und die Plattform weist darüber hinaus eine zweite das Schaufelblatt tragende Plattformwand auf. Bei dieser Ausgestaltung ist zwischen der ersten nichttragenden Plattformwand aus dem zweiten Blechteil und der zweiten dicker ausgebildeten tragenden Plattformwand als eine besondere lasttragende Struktur ein entsprechender Kühlraum zur Beaufschlagung mit einem Kühlmedium gebildet.Expediently, the second sheet metal part resting against the blade leaf assumes the function of a first platform wall which does not carry the blade leaf, and the platform furthermore has a second platform wall carrying the blade leaf. In this embodiment, a corresponding cooling space for acting on a cooling medium is formed between the first non-load-bearing platform wall of the second sheet-metal part and the second thicker supporting platform wall as a special load-bearing structure.
Gemäß einer Weiterbildung der Erfindung kann jeder Anschlag in Form einer Nut oder Kante ausgebildet sein. Dies ermöglicht eine besonders zuverlässige und strömungstechnisch günstige Befestigung des Blechteils am Fuße des Schaufelblattes .According to one embodiment of the invention, each stop can be designed in the form of a groove or edge. This allows a particularly reliable and aerodynamically favorable attachment of the sheet metal part at the foot of the airfoil.
Im Rahmen einer bevorzugenden Weiterbildung der Erfindung hat es sich als zweckmäßig erwiesen, dass die Blechteile, insbesondere das erste, an einem weiteren Anschlag einer benachbarten Turbinenschaufel gehalten ist. Zweckmäßigerweise kann dieser weitere Anschlag in Form eines Auflagers gebildet sein. Beispielsweise kann ein solches Auflager durch eine zwischen Schaufelfuß und Fuß des Schaufelblattes angeformte Stufe gebildet sein. Das erste Blechteil einer ersten Turbinenschaufel hintergreift das Auflager der zu dieser benachbarten Turbinenschaufel dichtend. Das zweite Blechteil kann das an der gleichen Turbinenschaufel angeordnete Auflager vorteilhaft hintergreifen oder, zusätzlich oder alternativ, an der Stufe angefügt sein.As part of a preferred development of the invention, it has proven to be expedient that the sheet metal parts, in particular the first, is held on a further stop of an adjacent turbine blade. Conveniently, this further stop in the form of a support formed his. For example, such a support may be formed by a formed between the blade root and foot of the airfoil step. The first sheet metal part of a first turbine blade engages behind the bearing of the adjacent turbine blade sealing. The second sheet metal part can advantageously engage behind the support arranged on the same turbine blade or, in addition or as an alternative, be attached to the step.
Zweckmäßigerweise liegt das erste federelastische Blechteil im Ruhezustand lose an dem weiteren Anschlag der benachbarten Turbinenschaufel an. In diesem Fall ergibt sich eine noch zu erläuternde ausreichende Befestigung des Blechteils aus der Bewegung bzw. strömungstechnischen Anbindung der Turbinenschaufel im Betriebszustand einer Gasturbine.Advantageously, the first resilient sheet metal part in the rest state is loosely against the further stop of the adjacent turbine blade. In this case, there results a still to be explained sufficient attachment of the sheet metal part from the movement or fluidic connection of the turbine blade in the operating state of a gas turbine.
Die Dichtwirkung des ersten federelastischen Blechteils am weiteren Anschlag kann weiter verbessert werden, wenn das erste federelastische Blechteil unter einer selbst erzeugten Vorspannung an dem weiteren Anschlag anliegt.The sealing effect of the first resilient sheet metal part on the further stop can be further improved if the first resilient sheet metal part rests under a self-generated bias on the other stop.
Die Erfindung führt zur Lösung der Aufgabe darüber hinaus auf eine eingangs genannte Gasturbine, wobei eine Schaufelstufe eine Anzahl von ringförmig angeordneten sich radial in den Strömungskanal erstreckende Turbinenschaufeln aufweist, wobei erfindungsgemäß eine Turbinenschaufel gemäß einer oben genannten Art ausgeführt ist .The invention also leads to the achievement of the object on an initially mentioned gas turbine, wherein a blade stage comprises a number of annularly arranged radially in the flow channel extending turbine blades, wherein according to the invention a turbine blade is designed according to one of the above type.
Vorteilhafte Weiterbildungen der Gasturbine sind den weiteren Unteransprüchen zu entnehmen und geben im Einzelnen vorteilhafte Möglichkeiten an, insbesondere die Strömungskanalbegrenzung und die Funktionsweise der Turbinenschaufel im Rahmen der Strömungskanalbegrenzung im Sinne obiger Aufgabe auszugestalten.Advantageous developments of the gas turbine can be taken from the further subclaims and specify in particular advantageous possibilities, in particular to design the flow channel boundary and the mode of operation of the turbine blade within the scope of the flow channel limitation in the sense of the above problem.
Im Rahmen einer ersten Weiterbildung ist die Turbinenschaufel eine Laufschaufei . Eine solche Laufschaufei ist an einem sich axial erstreckenden Turbinenrotor befestigt und dreht sich bei Betrieb der Gasturbine mit dem Turbinenrotor. Bei rotato- rischem Betrieb einer Turbinenschaufel in Form einer Lauf- schaufel an dem Turbinenrotor ist eine durch die Rotation vom Fuße des Schaufelblattes her in Richtung des Schaufelblattes wirkende Fliehkraft erzeugt. Dabei sieht die Weiterbildung vor, dass das erste federelastische Blechteil eine ausreichende Dichtwirkung zwischen zwei aneinander angrenzenden Blechteilen zweier benachbarten Laufschaufeln erreicht. Durch die Fliehkraft wird das erste federelastische Blechteil einer ersten Laufschaufel gegen einen weiteren Anschlag der zweiten Laufschaufel gedrückt und dadurch fliehkraftbefestigt angelegt. Also ist, selbst im Falle, dass das erste federelastische Blechteil im Ruhezustand der Laufschaufei lose an dem weiteren Anschlag anliegt, wird durch die Fliehkraft gewährleistet, dass das federelastische Blechteil im Betriebszustand an der Laufschaufel dichtend anliegt. Bei Betrieb der Laufschaufei der Gasturbine hat das erste federelastische Blechteil also auch die Funktion eines Dichtelements. Dabei wirkt vorteilhaft die Anlagefläche des ersten federelastischen Blechteils an dem weiteren Anschlag der benachbarten Laufschaufel in Form eines Auflagers als dichtendes Widerlager für das erste Blechteil. Das Eindringen von die Turbine durchströmenden Heißgas durch den zwischen bisher von zwei Plattformen benachbarter Laufschaufeln gebildeten Spalt kann aufgrund der wirksamen Dichtung ebenso vermieden werden wie eine ungewollt große Leckage an Kühlmittel durch den Spalt in den Heißgasraum hinein. Gemäß einer alternativen Weiterbildung der Gasturbine ist die Turbinenschaufel als Leitschaufel an einem peripheren Turbinengehäuse vorgesehen. Bei Betrieb einer Turbinenschaufel in Form einer Leitschaufel an dem Turbinengehäuse ist durch ein Kühlmedium ein Druckgefälle vom Fuße des Schaufelblattes her in Richtung des Schaufelblattes erzeugt. Dabei sieht die alternative Weiterbildung vor, dass das erste federelastische Blechteil einer ersten Leitschaufel durch das Druckgefälle gegen den weiteren Anschlag einer zweiten Leitschaufel gedrückt und dadurch druckbefestigt wird. Das Druckgefälle wird also dadurch erzeugt, dass das erste federelastische Blechteil von hinten mit Kühlmedium beaufschlagt wird und dadurch gegen den weiteren Anschlag gedrückt wird. Für eine Leitschaufei ist das Druckgefälle ausreichend groß, so dass dies nicht nur für eine Druckbefestigung des ersten federelastischen Blechteils an dem weiteren Anschlag ausreicht, sondern darüber hinaus bei Betrieb der Leitschaufel in der Gasturbine das erste federelastische Blechteil die Funktion eines Dichtelements hat. Die Anlageflächen des ersten federelastischen Blechteils wirken an einem oben erläuterten Anschlag als ausreichende Dichtflächen und der Anschlag als Widerlager für das erste federelastische Blechteil.In the context of a first development, the turbine blade is a rotor blade. Such a run is at one attached axially rotating turbine rotor and rotates when operating the gas turbine with the turbine rotor. In the case of a rotary operation of a turbine blade in the form of a rotor blade on the turbine rotor, a centrifugal force acting in the direction of the blade blade as a result of the rotation from the foot of the blade blade is produced. In this case, the development provides that the first resilient sheet metal part reaches a sufficient sealing effect between two adjacent sheet metal parts of two adjacent blades. Due to the centrifugal force, the first resilient sheet metal part of a first blade is pressed against a further stop of the second blade and thereby applied centrifugally mounted. So is, even in the case that the first resilient sheet metal part in the idle state of the rotor blade loosely applied to the other stop, is ensured by the centrifugal force that the resilient sheet metal part bears in the operating state of the blade sealingly. When operating the rotor blade of the gas turbine, the first resilient sheet metal part also has the function of a sealing element. Advantageously, the contact surface of the first resilient sheet metal part acts on the further stop of the adjacent blade in the form of a support as a sealing abutment for the first sheet metal part. The penetration of hot gas flowing through the turbine through the gap formed between previously two platforms of adjacent blades can be avoided due to the effective seal as well as an unintentionally large leakage of coolant through the gap into the hot gas space inside. According to an alternative development of the gas turbine, the turbine blade is provided as a guide vane on a peripheral turbine housing. When operating a turbine blade in the form of a guide vane on the turbine housing, a pressure gradient from the foot of the airfoil is produced in the direction of the airfoil by means of a cooling medium. The alternative development provides that the first resilient sheet metal part of a first vane through the Pressure gradient is pressed against the further stop a second vane and thereby pressure-fastened. The pressure gradient is thus generated by the fact that the first resilient sheet metal part is acted upon from the back with cooling medium and is thereby pressed against the other stop. For a Leitschaufei the pressure drop is sufficiently large, so that this is sufficient not only for a pressure fastening of the first resilient sheet metal part to the other stop, but beyond the operation of the guide vane in the gas turbine, the first resilient sheet metal part has the function of a sealing element. The contact surfaces of the first resilient sheet metal part act on a stop described above as sufficient sealing surfaces and the stop as an abutment for the first resilient sheet metal part.
Im Rahmen einer Ausgestaltung der Gasturbine erweist es sich als vorteilhaft, dass zwischen einer ersten Turbinenschaufel und einer benachbarten zweiten Turbinenschaufel der gleichen Schaufelstufe von einem ersten federelastischen Blechteil der ersten Turbinenschaufel und von einem zweiten Blechteil der zweiten Turbinenschaufel eine Begrenzung des Strömungskanals gebildet ist, die durchgehend ist. Innerhalb einer Schaufelstufe wird auf diese Weise vorteilhaft eine durchgehende radiale Begrenzung des Strömungskanals gebildet.In the context of an embodiment of the gas turbine, it proves to be advantageous that between a first turbine blade and an adjacent second turbine blade of the same blade stage of a first resilient sheet metal part of the first turbine blade and a second sheet metal part of the second turbine blade a boundary of the flow channel is formed, the continuous is. Within a blade stage, a continuous radial boundary of the flow channel is advantageously formed in this way.
Im Rahmen einer weiteren Ausgestaltung der Gasturbine erweist es sich darüber hinaus als vorteilhaft, dass zwischen einer ersten Turbinenschaufel der ersten Schaufelstufe und einer bezogen auf den Rotor axial zur ersten Turbinenschaufel benachbarten zweiten Turbinenschaufel der zweiten Schaufelstufe von einem ersten federelastischen Blechteil der ersten Turbinenschaufel und von einem zweiten Blechteil der zweiten Turbinenschaufel eine Begrenzung des Strömungskanals gebildet ist, die durchgehend ist. Auf diese Weise wird vorteilhaft eine durchgehende axiale Begrenzung des Strömungskanals gebildet. Vorteilhaft handelt es sich bei den Schaufelstufen um Leitschaufelstufen und bei den Turbinenschaufeln um Leitschaufeln.In the context of a further embodiment of the gas turbine, it also proves to be advantageous that between a first turbine blade of the first blade stage and a second turbine blade of the second blade stage adjacent to the rotor axially to the first turbine blade of a first resilient sheet metal part of the first turbine blade and of a second sheet metal part of the second turbine blade, a boundary of the flow channel is formed, which is continuous. In this way, a continuous axial boundary of the flow channel is advantageously formed. Advantageously, it is in the Vane stages around vanes and turbine blades around vanes.
Wegen der oben erwähnten Arten einer durchgehenden Begrenzung entfallen nämlich die bei üblichen Begrenzungen eines Strömungskanals einer Gasturbine sonst abzudichtenden Teilfugen und die dann zusätzlich benötigten Dichtelemente. Die im Zusammenhang mit Dichtelementen auftretenden Probleme werden aufgrund der durchgehenden Begrenzung des Strömungskanals mit dem ersten federelastischen und dem zweiten Blechteil völlig beseitigt.Because of the above-mentioned types of continuous boundary namely accounts for the usual limitations of a flow channel of a gas turbine otherwise sealed part joints and then additionally required sealing elements. The problems associated with sealing elements are completely eliminated due to the continuous boundary of the flow channel with the first resilient and the second sheet metal part.
Dabei erweist es sich als zweckmäßig, dass ein erstes an einer ersten Turbinenschaufel angeordnetes federelastisches Blechteil und ein zweites an einer zweiten Turbinenschaufel angeordnetes Blechteil gemeinsam an dem weiteren Anschlag der ersten Turbinenschaufel gehalten sind. Details sind im Zusammenhang mit der Zeichnung erläutert.It proves to be expedient that a first arranged on a first turbine blade spring-elastic sheet metal part and a second arranged on a second turbine blade sheet metal part are held together on the further stop of the first turbine blade. Details are explained in connection with the drawing.
Ein besonders bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung wird nachfolgend anhand der Zeichnung beschrieben. Diese soll das Ausführungsbeispiel nicht maßgeblich darstellen, vielmehr ist die Zeichnung, wo zur Erläuterung dienlich, in schematisierter und/oder leicht verzerrter Form ausgeführt. Im Hin- blick auf Ergänzungen der aus der Zeichnung unmittelbar erkennbaren Lehren wird auf den einschlägigen Stand der Technik verwiesen. Im Einzelnen zeigt die Zeichnung in:A particularly preferred embodiment of the invention will be described below with reference to the drawing. This is not intended to represent the embodiment 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:
FIG 1 eine besonders bevorzugte Ausführungsform einer Gas- turbine mit einem Strömungskanal und einer bevorzugten Ausführung der Leit- und Laufbeschaufelung in schematisierter Form in einer Querschnittsansicht;1 shows a particularly preferred embodiment of a gas turbine with a flow channel and a preferred embodiment of the guide and blading in a schematic form in a cross-sectional view;
FIG 2 einen Plattformbereich einer besonders bevorzugten Ausführungsform einer ersten Turbinenschaufel einer ersten Schaufelstufe und einer axial zur ersten Turbinenschaufel benachbarten zweiten Tur- binenschaufel einer zweiten Schaufelstufe in perspektivischer Ansicht.2 shows a platform region of a particularly preferred embodiment of a first turbine blade of a first blade stage and a second turbine blade adjacent to the first turbine blade. Bell bucket of a second blade stage in perspective view.
FIG 1 zeigt eine Gasturbine 1 mit einem sich entlang einer Achse 3 erstreckenden Strömungskanal 5 mit ringförmigem Querschnitt für ein Arbeitsmedium M. In dem Strömungskanal 5 ist eine Anzahl von Schaufelstufen angeordnet . Insbesondere ist eine zweite Leitschaufelstufe 9 hinter einer ersten Leitschaufelstufe 7 entlang der Achse 3 angeordnet. Des Weiteren ist eine zweite Laufschaufelstufe 13 hinter einer ersten1 shows a gas turbine 1 with a flow channel 5 extending along an axis 3 with an annular cross-section for a working medium M. A number of blade stages are arranged in the flow channel 5. In particular, a second vane stage 9 is arranged behind a first vane stage 7 along the axis 3. Furthermore, a second blade stage 13 is behind a first one
Laufschaufelstufe 11 angeordnet. Die Leitschaufelstufen 7, 9 weisen dabei eine Anzahl von ringförmig an einem peripheren Turbinengehäuse 15 angeordneten sich radial in den Strömungskanal 5 erstreckende Leitschaufeln 21 auf. Eine Laufschaufel- stufe 11, 13 weist dabei eine Anzahl von ringförmig an einem axialen Turbinenrotor 19 angeordneten sich radial in den Strömungskanal 5 erstreckende Laufschaufeln 23 auf. Die Strömung eines Arbeitsmediums M wird dabei in Form eines Heißgases von einem Brenner 17 erzeugt. Entsprechend dem ringförmi- gen Querschnitt des Strömungskanals 5 ist eine Anzahl solcher Brenner 17 in einem in der Querschnittzeichnung der FIG 1 nicht gezeigten Ringraum um die Achse 3 herum angeordnet .Blade stage 11 is arranged. In this case, the guide blade stages 7, 9 have a number of guide vanes 21, which are arranged annularly on a peripheral turbine housing 15 and extend radially into the flow channel 5. A blade stage 11, 13 in this case has a number of annular blades 23 arranged on an axial turbine rotor 19 and extending radially into the flow channel 5. The flow of a working medium M is generated in the form of a hot gas from a burner 17. Corresponding to the annular cross-section of the flow channel 5, a number of such burners 17 are arranged around the axis 3 in an annular space, not shown in the cross-sectional drawing of FIG.
Eine Leitschaufel 21 und eine Laufschaufel 23 sind in der FIG 1 schematisch gezeigt. Eine Leitschaufel 21 weist eine entlang einer Schaufelachse 25 angeordnete Schaufelspitze 27, ein Schaufelblatt 29 und einen Plattformbereich 31 auf. Der Plattformbereich 31 weist eine sich quer zur Schaufelachse 25 erstreckende Plattform 33 und einen Schaufelfuß 35 auf.A vane 21 and a rotor blade 23 are shown schematically in FIG. A guide blade 21 has a blade tip 27 arranged along a blade axis 25, an airfoil 29 and a platform region 31. The platform region 31 has a platform 33 extending transversely to the blade axis 25 and a blade root 35.
Eine Laufschaufel 23 weist eine entlang einer Schaufelachse angeordnete Schaufelspitze 37, ein Schaufelblatt 39 und einen Plattformbereich 41 auf. Der Plattformbereich 41 weist eine sich quer zur Schaufelachse 45 erstreckende Plattform 43 und einen Schaufelfuß 47 auf. Die Plattform 33 einer Leitschaufel 21 und die Plattform 43 einer Laufschaufei 23 bilden dabei jeweils einen Teil einer Begrenzung 49, 51 des Strömungskanals 5 für das Arbeitsmedium M, welches die Gasturbine 1 durchströmt. Die periphere Be- grenzung 49 ist dabei Teil des peripheren Turbinengehäuses 15. Die rotorseitige Begrenzung 51 ist dabei Teil des im Betriebszustand der Gasturbine 1 sich drehenden Turbinenrotors 19.A rotor blade 23 has a blade tip 37 arranged along a blade axis, an airfoil 39 and a platform region 41. The platform region 41 has a platform 43 extending transversely to the blade axis 45 and a blade root 47. The platform 33 of a guide blade 21 and the platform 43 of a rotor blade 23 each form part of a boundary 49, 51 of the flow channel 5 for the working medium M, which flows through the gas turbine 1. The peripheral boundary 49 is part of the peripheral turbine housing 15. The rotor-side boundary 51 is part of the turbine rotor 19 rotating in the operating state of the gas turbine 1.
Wie in der FIG 1 schematisch angedeutet und in der FIG 2 im Detail gezeigt, ist dabei die Plattform 33 einer Leitschaufel 21 und die Plattform 43 einer Laufschaufei 23 durch am Schaufelblatt 29, 39 festliegende Blechteile gebildet.As schematically indicated in FIG. 1 and shown in detail in FIG. 2, the platform 33 of a guide blade 21 and the platform 43 of a rotor blade 23 are formed by sheet metal parts fixed to the blade blade 29, 39.
Die FIG 2 zeigt stellvertretend für einen PlattformbereichFIG 2 shows a representative of a platform area
31, 41 einen Plattformbereich 61. Die in FIG 2 gezeigte erste Turbinenschaufel 63 und zweite Turbinenschaufel 65 ist dabei stellvertretend für eine erste Leitschaufel 21 einer ersten Leitschaufelstufe 7 und einer axial direkt dahinter ange- ordneten zweiten Leitschaufel 21 einer zweiten Leitschaufelstufe 9 gezeigt. Die erste Turbinenschaufel 63 und die zweite Turbinenschaufel 65 sind auch stellvertretend für eine in der FIG 1 gezeigte erste Laufschaufel 23 der ersten Laufschaufelstufe 11 und einer axial direkt dahinter angeordneten zweiten Laufschaufei 23 der zweiten Laufschaufelstufe 13 gezeigt.31, 41 a platform region 61. The first turbine blade 63 and second turbine blade 65 shown in FIG. 2 are shown as representative of a first stator blade 21 of a first stator blade stage 7 and a second stator blade 21 of a second stator blade stage 9 arranged axially directly behind it. The first turbine blade 63 and the second turbine blade 65 are also shown as representative of a first blade 23 of the first blade stage 11 shown in FIG. 1 and a second rotor blade 23 of the second blade stage 13 arranged axially directly behind it.
Vorzugsweise handelt es sich bei den Turbinenschaufeln 63, 65 aber um Leitschaufeln.Preferably, however, the turbine blades 63, 65 are vanes.
Die erste Turbinenschaufel 63 weist ein im Abbruch gezeichnetes Schaufelblatt 69 auf. Die zweiteThe first turbine blade 63 has an airfoil 69 drawn in demolition. The second
Turbinenschaufel 65 weist dabei ein im Abbruch gezeichnetes Schaufelblatt 67 auf. Bei der ersten Turbinenschaufel 63 und der zweiten Turbinenschaufel 65 ist im Plattformbereich 61 am Fuße des Schaufelblattes 67, 69 eine Plattform 71 gebildet, die sich quer zur Schaufelachse 73, 75 erstreckt. Dabei ist die Plattform 71 zum einen durch ein bei der ersten Schaufel 63 gezeigtes erstes federelastisches Blechteil 79 und zum anderen durch ein bei der zweiten Schaufel 65 gezeigtes, zweites Blechteil 77 gebildet. Das erste federelastische Blechteil 79 ist an einem ersten Anschlag 83 auf der einen Seite des Schaufelblattes 69 befestigt, welche Seite bei der ersten Turbinenschaufel 63 gezeigt ist. Das zweite federelastische Blechteil 77 ist an einem zweiten Anschlag 81 auf der anderen Seite des Schaufelblattes 67 befestigt, welche Seite bei der zweiten Turbinenschaufel 65 gezeigt ist . Die Befestigung kann beispielsweise durch Schweißen oder Löten erfolgen und ist dabei dicht. Der erste Anschlag 83 und der zweite Anschlag 81 ist dabei jeweils in Form einer Nut ausgebildet, in welche jeweils das erste federelastische Blechteil 79 und das zweite Blechteil 77 jeweils mit seiner am Schaufelblatt 69 bzw. am Schaufelblatt 67 endenden Kante einstößt. Das zweite federelastische Blechteil 77 ist darüber hinaus an einem weiteren Anschlag 85 der zweiten Turbinenschaufel 65 gehalten. Bei der vorliegenden Ausführungsform ist das zweite Blechteil 77 am Anschlag 85 angefügt. Alternativ oder zusätzlich könnte das zweite Blech- teil 77 auch den weiteren Anschlag 85 hintergreifen. Letzteres ist der Fall für das erste federelastische Blechteil 79 der ersten Turbinenschaufel 63, das gemeinsam mit dem zweiten Blechteil 77 an dem weiteren Anschlag 85 der zweiten Turbinenschaufel 67 gehalten ist. Dazu hintergreift das erste federelastische Blechteil 79 lose den weiteren Anschlag 85. Der weitere Anschlag 85 ist zum Halten des zweiten Blechteils 77 und des ersten federelastischen Blechteils 79 in Form eines Auflagers ausgebildet und bildet somit auf seiner dem ersten federelastischen Blechteil 79 zugewand- ten Seite eine Dichtfläche, die als Widerlager für das erste federelastische Blechteil 79 dient.Turbine blade 65 in this case has an airfoil 67 drawn in demolition. In the first turbine blade 63 and the second turbine blade 65, a platform 71, which extends transversely to the blade axis 73, 75, is formed in the platform region 61 at the foot of the blade leaf 67, 69. In this case, the platform 71 is on the one hand by a first spring-elastic sheet metal part 79 shown in the first blade 63 and the others are formed by a second sheet metal part 77 shown in the second blade 65. The first resilient sheet metal part 79 is attached to a first stop 83 on one side of the airfoil 69, which side is shown in the first turbine blade 63. The second resilient sheet metal part 77 is fixed to a second stop 81 on the other side of the airfoil 67, which side is shown in the second turbine blade 65. The attachment can be done for example by welding or soldering and is tight. The first stop 83 and the second stop 81 are each formed in the form of a groove, in each of which the first resilient sheet metal part 79 and the second sheet metal part 77 each pierces with its end on the blade 69 and the blade 67 end edge. The second resilient sheet metal part 77 is also held on a further stop 85 of the second turbine blade 65. In the present embodiment, the second sheet metal part 77 is attached to the stopper 85. Alternatively or additionally, the second sheet metal part 77 could also engage behind the further stop 85. The latter is the case for the first resilient sheet metal part 79 of the first turbine blade 63, which is held together with the second sheet metal part 77 on the further stop 85 of the second turbine blade 67. To this end, the first resilient sheet metal part 79 loosely engages the further stop 85. The further stop 85 is designed to hold the second sheet metal part 77 and the first resilient sheet metal part 79 in the form of a support and thus forms a side on its side facing the first resilient sheet metal part 79 Sealing surface which serves as an abutment for the first resilient sheet metal part 79.
Auf die oben geschilderte Weise ist zwischen der ersten Turbinenschaufel 63 und der zweiten Turbinenschaufel 65 vom ersten federelastischen Blechteil 79 der ersten Turbinenschaufel 63 und vom zweiten Blechteil 77 der zweiten Turbinenschaufel 65 eine Begrenzung 87 des Strömungskanals 5 gebildet, wobei die Begrenzung 87 durchgehend ist. Auf diese Weise erlaubt die Verwendung einer dünnwandigen, nichttragenden Plattform 71 zur Darstellung der Begrenzung 87 in Form eines zweiten Blechteils 77 und eines ersten federelastischen Blechteils 79 die gleichzeitige Wirkung der Blechteile 77, 79 als ein Dichtelement . Ein Dichtelement dieser Art ist gleichzeitig flexibel genug, um Relativbewegungen der benachbarten ersten Turbinenschaufel 63 und zweiten Turbinenschaufel 65 zu erlauben und hat dennoch eine ausreichende Dichtwirkung. Dadurch wird ein Dichtelement eingespart, wie es bei bisher üblichen aneinander gegenüberliegenden Plattformen zur Abdichtung von Teilfugen notwendig gewesen wäre. Potentiell gefährdete, strukturell und thermisch ungünstige Aufnahmekonstruktionen eines solchen Dichtelements werden damit vermieden.In the manner described above, between the first turbine blade 63 and the second turbine blade 65 from the first resilient sheet metal part 79 of the first turbine blade 63 and from the second sheet metal part 77 of the second turbine blade 65, there is a boundary 87 of the flow channel 5 formed, with the boundary 87 is continuous. In this way, the use of a thin-walled, non-load-bearing platform 71 for the representation of the boundary 87 in the form of a second sheet metal part 77 and a first resilient sheet metal part 79 allows the simultaneous action of the sheet metal parts 77, 79 as a sealing element. A sealing element of this kind is at the same time flexible enough to allow relative movements of the adjacent first turbine blade 63 and second turbine blade 65 and yet has a sufficient sealing effect. As a result, a sealing element is saved, as would have been necessary in previously conventional opposing platforms for sealing part joints. Potentially endangered, structurally and thermally unfavorable receiving constructions of such a sealing element are thus avoided.
Bei der hier gezeigten Ausführungsform kommt die Plattform 71 auf ihrer Rückseite 89 weitgehend ohne eine Stützkonstruktion oder eine tragende Plattformbewandung aus. Vielmehr ist auf der Rückseite 89 ein erster Kühlraum 93 und ein zweiter Kühl- rau 91 gebildet, die es erlauben, die Plattform 71 in dem Bereich zwischen der zweiten Turbinenschaufel 65 und der ersten Turbinenschaufel 63 optimal zu kühlen. Auf diese Weise kann eine sonst üblicherweise kompliziert auszugestaltende Plattformrandkonstruktion im Zusammenhang mit dem weiteren Anschlag 85 einfacher und ohne thermisch gefährdeten Bereich gestaltet werden. Zur Unterstützung der Kühlung in den Kühl- räumen 91, 93 ist die vom Fuße des Schaufelblattes 67, 69 ausgehende Tragkonstruktion 95, 97 der Turbinenschaufeln 65, 63 gestaltoptimiert zum Schaufelfuß 35, 47 in der FIG 1 fortgesetzt .In the embodiment shown here, the platform 71 comes on its rear side 89 largely without a support structure or a supporting platform wall. Rather, a first cooling space 93 and a second cooling roughness 91 are formed on the rear side 89, which make it possible to optimally cool the platform 71 in the area between the second turbine blade 65 and the first turbine blade 63. In this way, an otherwise usually complicated to design platform edge construction in connection with the further stopper 85 can be made easier and without thermally compromised area. To support the cooling in the cooling chambers 91, 93, the support structure 95, 97 of the turbine blades 65, 63 extending from the foot of the blade leaf 67, 69 has been optimized in terms of shape to form the blade root 35, 47 in FIG.
Je nach Betriebsweise der ersten Turbinenschaufel 63 und der zweiten Turbinenschaufel 65, vorzugsweise in Form einer in der FIG 1 gezeigten Leitschaufel 21 oder gegebenenfalls auch in Form einer in der FIG 1 gezeigten Laufschaufei 23, ergibt sich die insbesondere am weiteren Anschlag 85 vorgesehene Dichtwirkung des zweiten Blechteils 77 und des ersten federelastischen Blechteils 79. Bei rotatorischem Betrieb einer Turbinenschaufel 65, 63 in Form einer Laufschaufei 23 an einem Turbinenrotor 19 wird nämlich eine durch die Rota- tion vom Fuße des Schaufelblattes 67, 69 in Richtung 99 des Schaufelblattes 67, 69 wirkende Fliehkraft erzeugt. Hinzu tritt auch ein Druckgefälle wie bei einer Leitschaufel 21. Es ist auch denkbar, dass das erste federelastische Blechteil 79 mittels einer durch das erste federelastische Blechteil 79 selbst erzeugten Vorspannung am weiteren Anschlag 85 dichtend anliegt. Dadurch kann die vom Druckgefälle erzeugte Anpresskraft verstärkt werden.Depending on the mode of operation of the first turbine blade 63 and the second turbine blade 65, preferably in the form of a guide blade 21 shown in FIG. 1 or possibly also in the form of a rotor blade 23 shown in FIG. 1, the further stop 85 is provided Sealing action of the second sheet metal part 77 and the first resilient sheet metal part 79. In rotary operation of a turbine blade 65, 63 in the form of a rotor blade 23 on a turbine rotor 19 namely by the rotation of the foot of the blade 67, 69 in the direction 99 of the blade 67th , 69 produces effective centrifugal force. It is also conceivable that the first resilient sheet metal part 79 by means of a self-generated by the first resilient sheet metal part 79 self-biasing abuts the other stop 85 sealingly. As a result, the contact pressure generated by the pressure gradient can be increased.
Bei Betrieb einer Turbinenschaufel 65, 63 in Form einer in FIG 1 gezeigten Leitschaufel 21 an einem peripheren Turbinengehäuse 15 wird von der Rückseite 89 einer Plattform 71 her durch ein Kühlmedium ein Druckgefälle vom Fuße des Schaufelblattes 67, 69 in Richtung 99 des Schaufelblattes 67, 69 erzeugt. Die Richtung 99 sowohl einer oben genannten Fliehkraft für eine Laufschaufel 23 als auch die Richtung 99 des Druckgefälles für eine Leitschaufel 21 ist in FIG 2 durch einen Pfeil kenntlich gemacht. Je nach Ausführung der Turbinenschaufel 67, 69 als Laufschaufei 23 oder Leitschaufel 21 wird also die Plattform 71 in Form der federelastischen Blechteile 77, 79 durch die Fliehkraft bzw. durch das Druckgefälle gegen den weiteren Anschlag 85 gedrückt. Auf diese Weise sind die Blechteile 77, 79 der Plattform 71 fliehkraftbefestigt bzw. druckbefestigt und entfalten gleichzeitig ihre Dichtwirkung und Trennungswirkung zwischen dem heißgasbeaufschlagten Strömungskanal 5 und der kühlmediumbeaufschlagten Rückseite 89 der Plattform 71.When a turbine blade 65, 63 in the form of a guide vane 21 shown in FIG. 1 is attached to a peripheral turbine housing 15, a pressure gradient from the rear of a platform 71 through a cooling medium from the foot of the airfoil 67, 69 in the direction 99 of the airfoil 67, 69 generated. The direction 99 of both a centrifugal force mentioned above for a rotor blade 23 and the direction 99 of the pressure gradient for a stator blade 21 is indicated by an arrow in FIG. Depending on the design of the turbine blade 67, 69 as rotor blade 23 or vane 21 so the platform 71 is pressed in the form of resilient sheet metal parts 77, 79 by the centrifugal force or by the pressure gradient against the other stop 85. In this way, the sheet metal parts 77, 79 of the platform 71 are centrifugally mounted or pressure-mounted and simultaneously develop their sealing effect and separation effect between the Heißgasbeaufschlagten flow channel 5 and the Kühlmediumbeaufschlagten back 89 of the platform 71st
Zusammenfassend wird, um eine Begrenzung 87 eines Strömungskanals 5 einer Gasturbine 1 möglichst einfach auszugestalten, bei einer Turbinenschaufel 63, 65 mit einem entlang einer Schaufelachse 73, 75 angeordnete Schaufelblatt 67, 69 und mit einem Plattformbereich 61, der am Fuße des Schaufelblattes 67, 69 angeordnet eine Plattform 71 aufweist, die sich quer zur Schaufelachse 73, 75 erstreckt, vorgeschlagen, dass die Plattform 71 durch ein am Schaufelblatt 67, 69 festliegendes Blechteil 77, 79 gebildet ist. Dies führt auch auf eine Gasturbine 1 mit einem sich entlang einer Achse 3 derTo summarize, in order to design a boundary 87 of a flow channel 5 of a gas turbine 1 as simply as possible, a turbine blade 63, 65 has a blade blade 67, 69 arranged along a blade axis 73, 75 and a platform region 61 at the foot of the blade 67, 69 arranged a platform 71, which extends transversely to the blade axis 73, 75, proposed that the platform 71 is formed by a fixed to the blade plate 67, 69 sheet metal part 77, 79. This also leads to a gas turbine 1 with a along an axis 3 of the
Gasturbine 1 erstreckenden Strömungskanal 5 mit ringförmigem Querschnitt für ein Arbeitsmedium M, einer zweiten 9, 13 hinter einer ersten 7, 11 entlang der Achse 3 angeordneten Schaufelstufe wobei eine Schaufelstufe 7, 9, 11, 13 eine Anzahl von ringförmig angeordneten, sich radial in den Kanal 5 erstreckende Turbinenschaufeln 63, 65 gemäß dem obigen Konzept aufweist . Gas turbine 1 extending flow channel 5 with an annular cross-section for a working medium M, a second 9, 13 behind a first 7, 11 arranged along the axis 3 blade stage with a blade stage 7, 9, 11, 13 a number of annularly arranged, radially into the Channel 5 extending turbine blades 63, 65 according to the above concept.

Claims

Patentansprüche Patent claims
1. Turbinenschaufel (63, 65) mit einem entlang einer Schau- felachse (73, 75) angeordneten Schaufelblatt (67, 69) und mit einem Plattformbereich (61) , der am Fuße des Schaufelblattes (67, 69) angeordnet, eine Plattform (71) aufweist, die sich quer zur Schaufelachse (73, 75) erstreckt, dadurch gekennzeichnet, dass die Plattform (71) durch ein erstes, am Schaufelblatt (67, 69) festliegendes federelastisches Blechteil (79) zumindest teilweise gebildet ist, welches an einer benachbarten Turbinenschaufel (63, 65) anlegbar ist.1. Turbine blade (63, 65) with an airfoil (67, 69) arranged along a blade axis (73, 75) and with a platform area (61) which is arranged at the foot of the airfoil (67, 69), a platform ( 71), which extends transversely to the blade axis (73, 75), characterized in that the platform (71) is at least partially formed by a first spring-elastic sheet metal part (79) fixed to the blade (67, 69), which is attached to a adjacent turbine blade (63, 65) can be placed.
2. Turbinenschaufel (63, 65) nach einem der /Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Plattform (71) durch das erste, an einem ersten Anschlag (83) auf der einen Seite des Schaufelblattes (69) festliegende federelastische Blechteil (79) und durch ein zweites, an einem zweiten Anschlag (81) auf der anderen Seite des Schaufelblattes (67) festliegende Blechteil (77) gebildet ist.2. Turbine blade (63, 65) according to one of claims 1 to 3, characterized in that the platform (71) is fixed by the first resilient sheet metal part (69) fixed to a first stop (83) on one side of the blade (69). 79) and is formed by a second sheet metal part (77) fixed to a second stop (81) on the other side of the blade (67).
3. Turbinenschaufel (63, 65) nach Anspruch 1 oder 2, dadurch gekennzeichnet, dass jeder Anschlag (81, 83) in Form einer Nut oder Kante ausgebildet ist.3. Turbine blade (63, 65) according to claim 1 or 2, characterized in that each stop (81, 83) is designed in the form of a groove or edge.
4. Turbinenschaufel (63, 65) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass das erste federelastische Blechteil (77) an einem an der benachbarten Turbinenschaufel (63, 65) angeordneten weiteren Anschlag (85) dichtend anlegbar ist. 4. Turbine blade (63, 65) according to one of claims 1 to 3, characterized in that the first resilient sheet metal part (77) can be sealingly applied to a further stop (85) arranged on the adjacent turbine blade (63, 65).
5. Turbinenschaufel (63, 65) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, dadurch gekennzeichnet, dass der weitere Anschlag (85) in Form eines Auflagers gebil- det ist.5. Turbine blade (63, 65) according to one of claims 1 to 4, characterized in that the further stop (85) is formed in the form of a support.
6. Turbinenschaufel (63, 65) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das erste federelastische Blechteil (79) im Ruhezustand der Turbinenschaufel (63, 65) lose an dem weiteren Anschlag (85) anliegt.6. Turbine blade (63, 65) according to one of claims 1 to 5, characterized in that the first resilient sheet metal part (79) rests loosely on the further stop (85) when the turbine blade (63, 65) is at rest.
7. Turbinenschaufel (63, 65) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, dadurch gekennzeichnet, dass das erste federelastische Blechteil (79) unter einer selbst erzeugten Vorspannung an dem weiteren Anschlag (85) anliegt.7. Turbine blade (63, 65) according to one of claims 1 to 5, characterized in that the first resilient sheet metal part (79) rests against the further stop (85) under a self-generated preload.
8. Turbinenschaufel (63, 65) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, dadurch gekennzeichnet, dass der Plattformbereich (61) einen Schaufelfuß (35, 47) als eine lasttragende Struktur aufweist.8. Turbine blade (63, 65) according to one of claims 1 to 7, characterized in that the platform region (61) has a blade root (35, 47) as a load-bearing structure.
9. Gasturbine (1) mit einem sich entlang einer Achse (3) erstreckenden Strömungskanal (5) mit ringförmigem Querschnitt für ein Arbeitsmedium (M) , einer zweiten (9, 13) hinter einer ersten (7, 11) entlang der Achse (3) angeordneten Schaufelstufe, wobei eine Schaufelstufe (7, 9, 11, 13) eine Anzahl von ringförmig angeordneten, sich radial in den Strömungskanal (5) erstreckende Turbinenschaufeln (63, 65) nach einem der vorhergehenden An- Sprüche aufweist. 9. Gas turbine (1) with a flow channel (5) extending along an axis (3) with an annular cross section for a working medium (M), a second (9, 13) behind a first (7, 11) along the axis (3 ) arranged blade stage, wherein a blade stage (7, 9, 11, 13) has a number of turbine blades (63, 65) arranged in a ring and extending radially into the flow channel (5) according to one of the preceding claims.
10. Gasturbine (1) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass bei rotatorischem Betrieb einer Turbinenschaufel (63, 65) in Form einer Laufschaufei (23) an einem axialen Turbinenrotor (19) , eine durch die Rotation eine vom Fuße des Schaufelblattes her in Richtung (99) des Schaufelblattes wirkende Fliehkraft erzeugt ist, wobei das erste federelastische Blechteil (79) durch die Fliehkraft gegen einen weiteren Anschlag (85) gedrückt und dadurch fliehkraftbefestigt anliegt.10. Gas turbine (1) according to claim 9, characterized in that during rotational operation of a turbine blade (63, 65) in the form of a rotor blade (23) on an axial turbine rotor (19), one due to the rotation from the foot of the blade in Centrifugal force acting in the direction (99) of the airfoil is generated, the first resilient sheet metal part (79) being pressed by the centrifugal force against a further stop (85) and thereby resting in a centrifugal force manner.
11. Gasturbine (1) nach Anspruch 9, dadurch gekennzeichnet, dass bei Betrieb einer Turbinenschaufel (63, 65) in Form einer Leitschaufel (21) an einem peripheren Turbinengehäuse (15) , durch ein Kühlmedium ein Druckgefälle vom Fuße des Schaufelblattes her in Richtung (99) des Schaufelblattes erzeugt ist, wobei das erste federelastische Blechteil (79) durch das Druckgefälle gegen einen weiteren Anschlag (85) gedrückt ist und dadurch druckbefestigt anliegt.11. Gas turbine (1) according to claim 9, characterized in that when operating a turbine blade (63, 65) in the form of a guide blade (21) on a peripheral turbine housing (15), a pressure drop is created by a cooling medium from the foot of the blade in the direction (99) of the airfoil is produced, the first resilient sheet metal part (79) being pressed against a further stop (85) by the pressure gradient and thereby resting in a pressure-fastened manner.
12. Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 11, dadurch gekennzeichnet, dass das erste federelastische Blechteil (79) bei Betrieb der Turbinenschaufel (63, 65) in der Gasturbine (1) die Funktion eines Dichtelements hat.12. Gas turbine (1) according to one of claims 9 to 11, characterized in that the first resilient sheet metal part (79) has the function of a sealing element when the turbine blade (63, 65) in the gas turbine (1) is in operation.
13. Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet dass, zwischen einer ersten Turbinenschaufel (63) und einer benachbarten zweiten Turbinenschaufel (65) der gleichen Schaufelstufe (7, 9, 11, 13) von einem ersten federelastischen Blechteil (79) der ersten Turbinenschaufel (63) und von einem zweiten Blechteil (77) der zweiten Turbinenschaufel (65) eine Begrenzung des Strömungskanals (5) gebildet ist, die durchgehend ist. 13. Gas turbine (1) according to one of claims 9 to 12, characterized in that, between a first turbine blade (63) and an adjacent second turbine blade (65) of the same blade stage (7, 9, 11, 13) of a first resilient sheet metal part (79) of the first turbine blade (63) and a second sheet metal part (77) of the second turbine blade (65) forms a boundary of the flow channel (5), which is continuous.
4. Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 12, dadurch gekennzeichnet, dass zwischen einer ersten Turbinenschaufel (63) der ersten Schaufelstufe (7, 11) und einer axial zur ersten Turbinenschaufel (63) benachbarten zweiten Turbinenschaufel (65) der zweiten Schaufelstufe (9, 13) von einem ersten federelastischen Blechteil (79) der ersten Turbinenschaufel (63) und von einem zweiten Blechteil (77) der zweiten Turbinenschaufel (63) eine Begrenzung (87) des Strömungskanals (5) gebildet ist, die durchgehend ist.4. Gas turbine (1) according to one of claims 9 to 12, characterized in that between a first turbine blade (63) of the first blade stage (7, 11) and a second turbine blade (65) of the second, which is axially adjacent to the first turbine blade (63). Blade stage (9, 13) is formed by a first resilient sheet metal part (79) of the first turbine blade (63) and a boundary (87) of the flow channel (5), which is continuous, by a second sheet metal part (77) of the second turbine blade (63). .
15. Gasturbine (1) nach einem der Ansprüche 9 bis 13, dadurch gekennzeichnet, dass ein erstes an einer ersten Turbinenschaufel (63) angeordnetes federelastisches Blechteil (77) und ein zweites an einer zweiten Turbinenschaufel (65) angeordnetes Blechteil (79) gemeinsam an einem weiteren Anschlag (85) der einer der beiden Turbinenschaufeln (63, 65) gehalten sind. 15. Gas turbine (1) according to one of claims 9 to 13, characterized in that a first resilient sheet metal part (77) arranged on a first turbine blade (63) and a second sheet metal part (79) arranged on a second turbine blade (65) are connected together a further stop (85) which holds one of the two turbine blades (63, 65).
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2457336C1 (en) * 2011-01-11 2012-07-27 Светлана Владимировна Иванникова Higher-efficiency turbine blading (versions)

Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7766609B1 (en) * 2007-05-24 2010-08-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane endwall with float wall heat shield
US20100003139A1 (en) * 2008-07-03 2010-01-07 Rotating Composite Technologies, Llc Propulsor devices having variable pitch fan blades with spherical support and damping surfaces
CN102196961B (en) * 2008-09-29 2014-09-17 安德鲁·L·本德 High efficiency turbine
EP2282014A1 (en) * 2009-06-23 2011-02-09 Siemens Aktiengesellschaft Ring-shaped flow channel section for a turbo engine
US8356975B2 (en) * 2010-03-23 2013-01-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured vane platform
US9976433B2 (en) 2010-04-02 2018-05-22 United Technologies Corporation Gas turbine engine with non-axisymmetric surface contoured rotor blade platform
US8550785B2 (en) 2010-06-11 2013-10-08 Siemens Energy, Inc. Wire seal for metering of turbine blade cooling fluids
US20170049331A1 (en) * 2011-05-02 2017-02-23 Canon Kabushiki Kaisha Object information acquiring apparatus and method of controlling the same
US8961134B2 (en) * 2011-06-29 2015-02-24 Siemens Energy, Inc. Turbine blade or vane with separate endwall
US11035238B2 (en) * 2012-06-19 2021-06-15 Raytheon Technologies Corporation Airfoil including adhesively bonded shroud
US10344606B2 (en) * 2013-04-01 2019-07-09 United Technologies Corporation Stator vane arrangement for a turbine engine
JP6547274B2 (en) 2014-10-20 2019-07-24 株式会社デンソー Particulate matter detection sensor
US10371162B2 (en) 2016-10-05 2019-08-06 Pratt & Whitney Canada Corp. Integrally bladed fan rotor
US11852018B1 (en) * 2022-08-10 2023-12-26 General Electric Company Turbine nozzle with planar surface adjacent side slash face

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE579989C (en) * 1933-07-04 Karl Roeder Dr Ing No-head blading for axially loaded steam or gas turbines
CH291898A (en) * 1951-06-09 1953-07-15 Escher Wyss Ag Blading on rotors of centrifugal machines with axial flow, especially steam, gas turbines and compressors.
GB1119392A (en) * 1966-06-03 1968-07-10 Rover Co Ltd Axial flow rotor for a turbine or the like
US3446481A (en) * 1967-03-24 1969-05-27 Gen Electric Liquid cooled turbine rotor
DE1801475B2 (en) * 1968-10-05 1971-08-12 Daimler Benz Ag, 7000 Stuttgart AIR-COOLED TURBINE BLADE
IT1079131B (en) 1975-06-30 1985-05-08 Gen Electric IMPROVED COOLING APPLICABLE IN PARTICULAR TO ELEMENTS OF GAS TURBO ENGINES
FR2503247B1 (en) * 1981-04-07 1985-06-14 Snecma IMPROVEMENTS ON THE FLOORS OF A GAS TURBINE OF TURBOREACTORS PROVIDED WITH AIR COOLING MEANS OF THE TURBINE WHEEL DISC
CH667493A5 (en) 1985-05-31 1988-10-14 Bbc Brown Boveri & Cie DAMPING ELEMENT FOR DETACHED TURBO MACHINE BLADES.
GB2251897B (en) * 1991-01-15 1994-11-30 Rolls Royce Plc A rotor
JP2002512334A (en) 1998-04-21 2002-04-23 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト Turbine blade
US6431835B1 (en) * 2000-10-17 2002-08-13 Honeywell International, Inc. Fan blade compliant shim
FR2831207B1 (en) * 2001-10-24 2004-06-04 Snecma Moteurs PLATFORMS FOR BLADES OF A ROTARY ASSEMBLY
US6860722B2 (en) * 2003-01-31 2005-03-01 General Electric Company Snap on blade shim
DE10340773A1 (en) * 2003-09-02 2005-03-24 Man Turbomaschinen Ag Rotor of a steam or gas turbine

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO2005068785A1 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
RU2457336C1 (en) * 2011-01-11 2012-07-27 Светлана Владимировна Иванникова Higher-efficiency turbine blading (versions)

Also Published As

Publication number Publication date
US20080232956A1 (en) 2008-09-25
WO2005068785A1 (en) 2005-07-28
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