EP1907671B1 - Gasturbinenschaufelkranz - Google Patents

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EP1907671B1
EP1907671B1 EP06764202A EP06764202A EP1907671B1 EP 1907671 B1 EP1907671 B1 EP 1907671B1 EP 06764202 A EP06764202 A EP 06764202A EP 06764202 A EP06764202 A EP 06764202A EP 1907671 B1 EP1907671 B1 EP 1907671B1
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EP
European Patent Office
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platform
blade
gas turbine
vane
root
Prior art date
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Not-in-force
Application number
EP06764202A
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English (en)
French (fr)
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EP1907671A1 (de
Inventor
Alexander Ralph Beeck
Stefan Irmisch
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Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to PL06764202T priority Critical patent/PL1907671T3/pl
Publication of EP1907671A1 publication Critical patent/EP1907671A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP1907671B1 publication Critical patent/EP1907671B1/de
Not-in-force legal-status Critical Current
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    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/30Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers
    • F01D5/3007Fixing blades to rotors; Blade roots ; Blade spacers of axial insertion type
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01DNON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D11/00Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
    • F01D11/005Sealing means between non relatively rotating elements
    • F01D11/006Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor
    • F01D11/008Sealing the gap between rotor blades or blades and rotor by spacer elements between the blades, e.g. independent interblade platforms
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00Components
    • F05D2240/80Platforms for stationary or moving blades
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/70Shape
    • F05D2250/71Shape curved
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/70Shape
    • F05D2250/71Shape curved
    • F05D2250/711Shape curved convex
    • FMECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05DINDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00Geometry
    • F05D2250/70Shape
    • F05D2250/71Shape curved
    • F05D2250/712Shape curved concave

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine blade having a profiled in cross-section blade root, followed successively by a platform and thereon a longitudinally curved blade profile, wherein the blade root extends in the longitudinal direction of the blade profile and the platform has two longitudinally extending curved longitudinal platform edges.
  • the invention relates to a platform element for a gas turbine blade ring of a gas turbine, with a profiled platform foot and a platform plate having two curved longitudinal edges and in which the platform plate and the platform foot extend in a longitudinal direction.
  • the invention relates to a support structure for mounting arranged in a ring gas turbine blades, in which blade holding grooves are provided, in each of which the blade root of the gas turbine blade can be inserted.
  • the invention relates to a gas turbine blade ring for a gas turbine having a support structure and with gas turbine blades and the use of such a gas turbine blade ring.
  • Gas turbine blades with straight blade roots and platforms as well as curved blade profiles are known from the prior art.
  • the pressure-side and suction-side platforms run with widely varying platform overhangs.
  • platform overhangs For example, on the pressure side, in the middle region between leading edge and trailing edge, such gas turbine blades on large overhangs, which are steadily smaller towards the trailing edge and leading edge. These large overhangs are poorly coolable and reduce the fatigue life of the gas turbine blade.
  • a turbine blade assembly for a gas turbine known.
  • the gas turbine blade having a straight blade root is positively inserted in a retaining groove provided on the outer circumference of a turbine disk.
  • the gas turbine blades only have platform stubs whose longitudinal edges are curved in the axial direction of the turbine. Between two adjacent gas turbine blades, a separate platform is connected to the turbine disk by means of an additional support. Due to the comparatively lightweight, because platformless gas turbine blade radial extension of the blade profiles is possible.
  • each platform element by means of a separate holding element or a separate holder to be attached to the turbine disk muse.
  • Another turbine blade assembly is of the WO 01/59263 known.
  • the object of the invention is to specify a simplified system for fastening gas turbine blades and platform elements to a support structure for forming a gas turbine blade ring for a gas turbine.
  • the object directed to the system is achieved by providing a gas turbine blade ring with the features of claim 1.
  • the simplified system is composed at least of a support structure with axially curved retaining grooves, are fixed to the gas turbine blades with analogous to the retaining grooves curved blade roots.
  • the system includes further retaining grooves in the support structure for attachment of Platform elements with correspondingly convex or concave curved longitudinal edges.
  • the gas turbine blades are mounted in the support structure to a gas turbine blade ring.
  • vane holding grooves are provided into which the vane feet of the gas turbine blade are insertable, the vane holding grooves corresponding to the vane roots of the gas turbine blades, i. H.
  • Each blade retaining groove is curved (curved) in the longitudinal direction or in the axial direction in the same way as the blade root and profiled in cross-section.
  • platform elements are mounted in the same manner as the gas turbine blade. Due to the use of approximately platformless gas turbine blades in the support structure, in each case a platform retention groove is provided in the support structure between two adjacent blade retaining grooves, which are arched to an identical extent as the platform feet. In this platform holding grooves, the platform elements are inserted in a direction of their curvature corresponding movement direction, since both the longitudinal edges of the platform elements and the platform longitudinal edges of the platform of the gas turbine blade and their (platform and blade) feet are curved in the same direction.
  • a particularly small platform of the gas turbine blade is achieved in that the suction-side and / or pressure-side platform overhang is designed as a platform stub with a comparatively short platform width.
  • the gas turbine blade is almost platformless, which significantly simplifies their structural design.
  • the simplification leads to a cost reduction in the design of the gas turbine blade and in their manufacture.
  • the invention is based on the recognition that the platform base and the blade root of the gas turbine blade as well as their retaining grooves of the support structure must be similarly shaped in the longitudinal direction or axial direction in order to achieve a particularly simple, even individual assembly.
  • the platform longitudinal edges are curved in the axial direction
  • the blade root extends in a straight line in the axial direction. Since the gas turbine blade thereof known is inserted in a purely translational movement due to the rectilinear blade root, and whose platform longitudinal edges are curved, the intermediate platform elements must be radially introduced into their operating position, then with an additional, mounted in a rectilinear direction of movement bracket on the rotor disk to be attached.
  • the platform foot is now shaped such that it runs convexly or concavely in accordance with the platform longitudinal edges. All geometric surfaces influencing the assembly are then curved in the same direction, so that all components forming the gas turbine blade ring can be individually assembled in a direction of movement corresponding to their curvature.
  • Compliance with this geometric condition also allows the provision of gas turbine blades with a pressure-side platform and a suction-side platform, each along the profile wall has an approximately equal platform width as a platform overhang.
  • the platform width is the distance from the pressure-side or suction-side profile wall to the nearest platform longitudinal edge.
  • the almost constant platform width allows one much easier and more efficient cooling of the platform. This results in a more uniform distribution of temperature along the platform during use in a gas turbine, which in turn prolongs the life of the gas turbine due to lower material stresses.
  • the gas turbine blade according to the invention has a blade root surface on which all curvature lines extending in the longitudinal direction extend parallel to the curved platform longitudinal edges on a circular arc.
  • the suction-side and the pressure-side blade root surfaces could also be curved in such a way that the blade root becomes sharpened from an oncoming-edged end face to a downstream-edged end face, i. wedge-shaped shrinking its cross section in the longitudinal direction, tapers.
  • such a gas turbine blade would be pressed into a correspondingly shaped retaining a support structure due to the thrust forces occurring in the hot gas and axially fixed.
  • a suction-side or pressure-side platform projection projects from the suction-side profile wall to the suction-side platform longitudinal edge and / or from the pressure-side profile wall to the pressure-side platform longitudinal edge, whose platform width is approximately constant over 30% of its longitudinal length. Due to the almost constant platform width, the transition of platform and blade profile is in operation more uniform thermal and mechanical stresses. Such a designed platform is particularly good and uniformly cool and avoids non-uniform, because substantially different width wide platform projections along the blade profile. In addition, due to the now uniformized stresses, an increase in the fatigue life can be achieved.
  • the gas turbine blade is designed as a gas turbine blade, the blade root is formed in cross-section dovetailed, hammer-shaped or fir-tree-like.
  • the preferably cast gas turbine blade is coolable.
  • the platform foot is shaped in the longitudinal direction in such a way that all the longitudinally extending curvature lines of the platform foot surface extend parallel to the longitudinal edges on a circular arc.
  • the platform foot is thus curved to the same extent as the blade root of the gas turbine blade. Both feet thus have identical circular arcs or radii, so that each element can be mounted individually in the support structure.
  • this consists at least partially of ceramic.
  • the platform cooling can be reduced thereby, which has an efficiency-enhancing effect on a gas turbine equipped therewith.
  • the support structure is designed as a rotor disk, in which the blade retaining grooves are provided in the axial direction of the rotor disk extending in its outer periphery.
  • the upstream and / or pressure-side platform or their overhangs Due to the approximately constant width of the upstream and / or pressure-side platform or their overhangs, they can be cooled easier and more efficiently.
  • the use of Cooling air can be reduced.
  • the saved cooling air can be supplied in the stationary gas turbine to increase the efficiency of the combustion.
  • the platform element is provided as a ceramic or with a ceramic thermal barrier coating, it may even be possible to dispense with the platform cooling, which has an efficiency-increasing effect on a gas turbine equipped therewith.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 1 in a longitudinal partial section. It has inside a rotatably mounted about a rotation axis 2 rotor 3, which is also referred to as a turbine runner. Along the rotor 3 successive an intake 4, a compressor 5, a toroidal annular combustion chamber 6 with a plurality of rotationally symmetrical to each other arranged burners 7, a turbine unit 8 and an exhaust housing 9.
  • the annular combustion chamber 6 forms a combustion chamber 17 which communicates with an annular hot gas channel 18.
  • There four successive turbine stages 10 form the turbine unit 8. Each turbine stage 10 is formed of two blade rings.
  • one row of guide vanes 13 follows one out Gas turbine blades 15 formed row 14.
  • the vanes 12 are attached to the stator, whereas the gas turbine blades 15 of a row 14 are mounted by means of a turbine disk 19 on the rotor 3.
  • a generator or a working machine (not shown) is coupled.
  • FIG. 2 shows a gas turbine blade according to the invention designed as a gas turbine blade 50 with a blade root 52, on which a platform 54 and a blade profile 56 is successively provided.
  • the blade profile 56 is curved in the longitudinal direction L, ie in the installed position in a gas turbine 1 in the axial direction A.
  • the blade profile 56 is not shown in its full height, but it ends comparatively close to the platform 54th
  • the blade profile 56 has a pressure-side profile wall 62 and a suction-side profile wall 64, which extend from a front edge 66 of the blade profile 56 to a trailing edge 68.
  • the hot gas 11 flows around the gas turbine blade 50. It flows along the profile walls 62, 64, from the front edge 66 in the direction of the trailing edge 68.
  • the platform 54 is curved along the longitudinal direction L, the longitudinal edges 55 of the platform 54 do not run in a straight line but on an arc.
  • the suction side platform longitudinal edge 55a is convex and the pressure side platform longitudinal edge 55b is concavely curved.
  • the platform 54 has, in each case in the region of the front edge 66 and in the region of the rear edge 68, a cross-platform transverse edge 53 running transversely on the front side.
  • the blade root 52 is curved in the same manner as the longitudinal edges 55 of the platform 54.
  • the suction-side blade root surface 72b is longitudinal curved convexly and the pressure-side blade root surface 72a in the longitudinal direction concave.
  • the blade root 52 is also shaped in the embodiment shown in such a way that all extending in the longitudinal direction L lines of curvature 70 of Schaufelfußober Design 72 extend parallel to the platform longitudinal edge 55 on a circular arc.
  • the curved lines 70 of the platform longitudinal edges 55 and of the blade root 52 can run on a circular arc, so that they are particularly easy to insert into a support structure 80 (FIG. FIG. 4 ) can be successively inserted into blade holding grooves 82.
  • thermomechanical tension reducing platform overhangs 75 that extend approximately uniformly along the longitudinal axis L over at least 30% of the length of the platform 54 (longitudinally), both on the suction side and on the pressure side.
  • An inventive platform element 74 is in a perspective view in FIG FIG. 3 shown.
  • the platform element 74 has a platform plate 76 and a platform foot 78, both of which extend in the longitudinal direction L.
  • the platform plate 76 of the platform element 74 has a platform longitudinal edge 79a that is convexly curved in the longitudinal direction L, and a concavely curved platform longitudinal edge 79b.
  • the platform foot 78 is curved to the platform longitudinal edges 79 in the longitudinal direction L correspondingly.
  • Like all longitudinally L extending curvature lines 70 of the Schaufelfußober Design 72 of the gas turbine blade 50 according to the invention all extend in the longitudinal direction L.
  • FIG. 4 shows a perspective view of a section of a gas turbine blade ring 90 according to the invention for a gas turbine 1.
  • the gas turbine blade ring 90 is held by a support structure 80, in particular a rotor disk 19.
  • a support structure 80 in particular a rotor disk 19.
  • profiled retaining grooves are provided in the axial direction A, relative to the axis of rotation of the rotor 3.
  • the retaining grooves serve to receive and secure gas turbine blades 50 and platform elements 74 according to the present invention.
  • the retaining grooves provided for attaching gas turbine blades 50 have the blade retaining grooves 92 profiled in a fir-tree cross section, whereas the platform retaining grooves 93 provided for holding and securing platform elements 74 are dovetail-shaped in cross-section are formed or may have other foot shapes.
  • Each blade root 52 is seated in the blade retaining groove 92 in a positive fit, as well as each platform root 78 in the platform retaining groove 93.
  • Both the blade retaining grooves 92 and the platform retaining grooves 93 are curved in the axial direction A in such a way that their axial direction A extending curvature lines of the groove surface run parallel on a circular arc and thereby correspond to the curvature of the blade root 52 and the platform foot 78.
  • a more consistent platform width can generally be provided on both sides of the blade profile, i. on the suction side and on the pressure side.
  • the pressure-side as well as the suction-side platform overhangs can thus be approximately the same size and thus comparatively symmetrical, which avoids one-sided platform overhangs and correspondingly locally varying mass accumulations. Varying mass accumulations have a negative effect on the voltage distributions and thus on the service life of the gas turbine blade.
  • the unilaterally occurring in sections platform overhangs are difficult to cool, which also has a negative impact on the life of the gas turbine blade. Fatigue symptoms appear delayed.
  • the design with curved blade root and curved platform longitudinal edges can be a design simplification of the gas turbine blade and thus a more efficient cooling brought about, which advantageously also allows the introduction of provided between the gas turbine blades platform elements or intermediate platforms.

Landscapes

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  • Low-Molecular Organic Synthesis Reactions Using Catalysts (AREA)
  • Engine Equipment That Uses Special Cycles (AREA)

Description

  • Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenschaufel mit einem im Querschnitt profilierten Schaufelfuß, an dem aufeinander folgend eine Plattform und daran ein sich in Längsrichtung gekrümmtes Schaufelprofil anschließt, wobei der Schaufelfuß in Längsrichtung des Schaufelprofils verläuft und die Plattform zwei in Längsrichtung verlaufende gebogene Plattformlängskanten aufweist. Ferner betrifft die Erfindung ein Plattformelement für einen Gasturbinenschaufelkranz einer Gasturbine, mit einem profilierten Plattformfuß und einer Plattformplatte, die zwei gebogene Längskanten aufweist und bei der die Plattformplatte und der Plattformfuß sich in einer Längsrichtung erstrecken. Außerdem betrifft die Erfindung eine Tragstruktur zur Befestigung von in einem Kranz angeordneten Gasturbinenschaufeln, in welcher Schaufelhaltenuten vorgesehen sind, in die jeweils der Schaufelfuß der Gasturbinenschaufel einsteckbar ist. Darüber hinaus betrifft die Erfindung einen Gasturbinenschaufelkranz für eine Gasturbine mit einer Tragstruktur und mit Gasturbinenschaufeln sowie die Verwendung eines derartigen Gasturbinenschaufelkranzes.
  • Aus dem Stand der Technik sind Gasturbinenschaufeln mit geradlinigen Schaufelfüßen und Plattformen sowie gekrümmte Schaufelprofilen bekannt. Entlang ihres Schaufelprofils verlaufen die druckseitige und die saugseitige Plattform mit stark variierenden Plattformüberhängen. Beispielsweise auf der Druckseite, im mittleren Bereich zwischen Anströmkante und Abströmkante, weisen solche Gasturbinenschaufeln große Überhänge auf, die zur Abströmkante und Anströmkante hin stetig kleiner werden. Diese großen Überhänge sind schlecht bzw. schwierig kühlbar und verringern die Ermüdungslebensdauer der Gasturbinenschaufel.
  • Um diese Plattformüberhänge zu vermeiden, ist aus der WO 2001/059263 A2 eine Turbinenschaufelanordnung für eine Gasturbine bekannt. Die einen geradlinigen Schaufelfuß aufweisende Gasturbinenlaufschaufel ist formschlüssig in einer Haltenut eingesetzt, welche am Außenumfang einer Turbinenscheibe vorgesehen ist. Die Gasturbinenlaufschaufeln weisen lediglich Plattformstummel auf, deren Längskanten in Axialrichtung der Turbine gekrümmt verlaufen. Zwischen zwei benachbarten Gasturbinenlaufschaufeln ist eine separate Plattform mittels einer zusätzlichen Halterung mit der Turbinenscheibe verbunden. Aufgrund der vergleichsweise leichten, weil plattformlosen Gasturbinenschaufel ist eine radiale Verlängerung der Schaufelprofile möglich.
  • Nachteilig ist hierbei, dass jedes Plattformelement mittels eines separaten Halteelements bzw. einer separaten Halterung an der Turbinenscheibe befestigt werden muse.
  • Des Weiteren ist aus der JP 07310502 eine gegossene, einkristallin erstarte Gasturbinenschaufel bekannt, welche einen entlang seiner axialen Erstreckung gebogenen Schaufelfuß und dazu entsprechend gebogene Plattformlängskanten aufweist.
  • Eine weitere Turbinenschaufelanordnung ist von der WO 01/59263 bekannt.
  • Aufgabe der Erfindung ist die Angabe eines vereinfachten Systems zur Befestigung von Gasturbinenschaufeln und Plattformelementen an einer Tragstruktur zur Bildung eines Gasturbinenschaufelkranzes für eine Gasturbine.
  • Die auf das System gerichtete Aufgabe wird durch die Bereitstellung eines Gasturbinenschaufelkranzes mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Das vereinfachte System setzt sich zumindest aus einer Tragstruktur mit in Axialrichtung gekrümmten Haltenuten, an der Gasturbinenschaufeln mit zu den Haltenuten analog gekrümmten Schaufelfüßen befestigt sind, zusammen. Das System umfasst weitere Haltenuten in der Tragstruktur zur Befestigung von Plattformelementen mit entsprechend konvex bzw. konkav gekrümmten Längskanten.
  • Die Gasturbinenschaufeln werden in der Tragstruktur zu einem Gasturbinenschaufelkranz montiert. In der Tragstruktur sind Schaufelhaltenuten vorgesehen, in die die Schaufelfüße der Gasturbinenschaufel einsteckbar sind, wobei die Schaufelhaltenuten mit den Schaufelfüßen der Gasturbinenschaufeln korrespondieren, d. h. jede Schaufelhaltenut ist identisch zu dem Schaufelfuß in Längsrichtung bzw. Axialrichtung gewölbt (gekrümmt) und im Querschnitt profiliert.
  • Zwischen zwei benachbarten Gasturbinenschaufeln eines Gasturbinenschaufelkranzes sind separate Plattformelemente in der gleichen Art und weise wie die Gasturbinenschaufel befestigt. Durch die Verwendung von annähernd plattformlosen Gasturbinenschaufeln in der Tragstruktur ist in der Tragstruktur zwischen zwei benachbarten Schaufelhaltenuten jeweils eine Plattformhaltenut vorgesehen, die in identischem Maße wie die Plattformfüße gewölbt sind. In diese Plattformhaltenuten sind die Plattformelemente in einer ihrer Krümmung entsprechenden Bewegungsrichtung einschiebbar, da sowohl die Längskanten der Plattformelemente als auch die Plattformlängskanten der Plattform der Gasturbinenschaufel sowie deren (Plattform- und Schaufel-)Füße in gleicher Richtung gewölbt sind.
  • Eine besonders kleine Plattform der Gasturbinenschaufel wird dadurch erreicht, dass der saugseitige und/oder druckseitige Plattformüberstand als Plattformstummel mit einer vergleichsweise kurzen Plattformbreite ausgebildet ist. Für diesen Fall ist die Gasturbinenschaufel fast plattformlos, wodurch sich ihre strukturelle Gestalt wesentlich vereinfacht. Die Vereinfachung führt zu einer Kostenreduktion bei der Konstruktion der Gasturbinenschaufel sowie bei deren Herstellung. Außerdem sind die im Übergangsbereich zwischen Schaufelprofil und Plattform auftretenden und für die frühzeitige Ermüdung verantwortlichen Materialspannungen beseitigt.
  • Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass der Plattformfuß und der Schaufelfuß der Gasturbinenschaufel sowie deren Haltenuten der Tragstruktur gleichartig in Längsrichtung bzw. Axialrichtung geformt sein müssen, um eine besonders einfache, auch einzelne Montage zu erreichen. Beim erstzitierten Stand der Technik sind diese jedoch unterschiedlich: die Plattformlängskanten verlaufen in Axialrichtung gekrümmt, wohingegen der Schaufelfuß in Axialrichtung geradlinig verläuft. Da die daraus bekannte Gasturbinenschaufel aufgrund des geradlinig verlaufenden Schaufelfußes in einer rein translatorischen Bewegung eingeschoben wird, und deren Plattformlängskanten gekrümmt sind, müssen die zwischengeschalteten Plattformelemente radial in ihre Betriebslage eingebracht werden, um dann mit einer zusätzlichen, in einer geradlinigen Bewegungsrichtung montierten Halterung an der Rotorscheibe befestigt zu werden.
  • Der Plattformfuß ist nun derart geformt, dass dieser entsprechend der Plattformlängskanten konvex bzw. konkav gekrümmt verläuft. Alle geometrischen, die Montage beeinflussenden Oberflächen sind dann in gleicher Richtung gekrümmt, so dass alle den Gasturbinenschaufelkranz bildenden Komponenten einzeln in einer ihrer Krümmung entsprechenden Bewegungsrichtung zusammengesetzt werden können.
  • Die Einhaltung dieser geometrischen Bedingung ermöglicht außerdem die Bereitstellung von Gasturbinenschaufeln mit einer druckseitigen Plattform und einer saugseitigen Plattform, die jeweils entlang der Profilwand eine annähernd gleiche Plattformbreite als Plattformüberhang aufweist. Die Plattformbreite ist der Abstand von der druckseitigen oder saugseitigen Profilwand zur nächstgelegenen Plattformlängskante.
  • Die annähernd konstante Plattformbreite ermöglicht eine wesentliche einfachere und effizientere Kühlung der Plattform. Dies führt während des Einsatzes in einer Gasturbine zu einer gleichmäßigeren Temperaturverteilung entlang der Plattform, was wiederum wegen der geringeren Materialspannungen die Lebensdauer der Gasturbine verlängert.
  • Außerdem können mit dem erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufelkranz mehr Gasturbinenschaufeln als bisher in einen Kranz vorgesehen werden.
  • Vorteilhafte Ausgestaltungen werden in den Unteransprüchen angegeben.
  • In einer ersten vorteilhaften Ausgestaltung weist die gattungsgemäße Gasturbinenschaufel eine Schaufelfußoberfläche auf, auf der alle in Längsrichtung verlaufenden Krümmungslinien zu den gebogenen Plattformlängskanten parallel auf einem Kreisbogen verlaufen. Dadurch ist es möglich, die Gasturbinenschaufel besonders einfach und preiswert herzustellen. Alternativ dazu könnten auch die saugseitige und die druckseitige Schaufelfußoberfläche derart zueinander gekrümmt verlaufen, dass der Schaufelfuß von einer anströmkantigen Stirnseite zu einer abströmkantigen Stirnseite spitzer werdend, d.h. keilförmig seinen Querschnitt in Längsrichtung verkleinernd, zuläuft. Im Betrieb würde eine derartige Gasturbinenschaufel in eine dazu korrespondierend geformte Haltenut einer Tragstruktur aufgrund der im Heißgas auftretenden Schubkräfte eingepresst und axial fixiert werden.
  • Besonders vorteilhaft kragt von der saugseitigen Profilwand bis zur saugseitigen Plattformlängskante und/oder von der druckseitigen Profilwand bis zur druckseitigen Plattformlängskante ein saugseitiger bzw. druckseitiger Plattformüberstand aus, dessen Plattformbreite über 30% ihrer in Längsrichtung verlaufenden Länge annähernd konstant ist. Aufgrund der annähernd gleich bleibenden Plattformbreite ist der Übergang von Plattform und Schaufelprofil im Betrieb gleichmäßigeren thermischen und mechanischen Spannungen ausgesetzt. Eine derartig ausgestaltete Plattform ist besonders gut und gleichmäßig kühlbar und vermeidet ungleichförmige, weil wesentlich unterschiedlich breite Plattformüberstände entlang des Schaufelprofils. Zudem kann aufgrund der nun vergleichmäßigten Spannungen eine Erhöhung der Ermüdungslebensdauer erzielt werden.
  • Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel als Gasturbinenlaufschaufel ausgebildet, deren Schaufelfuß im Querschnitt schwalbenschwanzförmig, hammerförmig oder tannenbaumartig ausgebildet ist. Zudem ist die vorzugsweise gegossene Gasturbinenschaufel kühlbar.
  • Besonders bevorzugt ist der Plattformfuß in Längsrichtung derart geformt, dass alle in Längsrichtung verlaufenden Krümmungslinien der Plattformfußoberfläche zu den Längskanten parallel auf einem Kreisbogen verlaufen. Der Plattformfuß ist also im gleichen Maße wie der Schaufelfuß der Gasturbinenschaufel gekrümmt. Beide Füße weisen somit identische Kreisbögen bzw. Radien auf, so dass jedes Element einzeln in der Tragstruktur montierbar ist.
  • Um ein besonders preisgünstiges und/oder temperatur- und korrosionsbeständiges Plattformelement bereitzustellen, besteht dieses zumindest teilweise aus Keramik. Die Plattformkühlung kann dadurch reduziert werden, was sich wirkungsgradsteigernd auf eine damit ausgerüstete Gasturbine auswirkt.
  • Zweckmäßiger Weise ist die Tragstruktur als Rotorscheibe ausgebildet, bei der die Schaufelhaltenuten in Axialrichtung der Rotorscheibe verlaufend in deren Außenumfang vorgesehen sind.
  • Aufgrund der annähernd konstanten Breite der sauseitigen und/oder druckseitigen Plattform bzw. deren Überhänge lassen sich diese einfacher und effizienter kühlen. Der Einsatz von Kühlluft kann verringert werden. Die eingesparte Kühlluft kann in der stationären Gasturbine zur Steigerung des Wirkungsgrades der Verbrennung zugeführt werden.
    Insbesondere, wenn das Plattformelement als Keramik oder mit einer keramischen Wärmedämmschicht ausgestattet ist, kann ggf. sogar die Plattformkühlung entfallen, was sich wirkungsgradsteigernd auf eine damit ausgerüstete Gasturbine auswirkt.
  • Die Erfindung wird anhand von Figuren erläutert. Es zeigen
  • FIG 1
    eine Gasturbine in einen Längsteilschnitt,
    FIG 2
    eine erfindungsgemäße Gasturbinenschaufel mit einem gekrümmten Schaufelfuß und einer gekrümmten Plattform,
    FIG 3
    ein erfindungsgemäßes Plattformelement mit einem gekrümmten Plattformfuß
    FIG 4
    eine perspektivische Ansicht eines Ausschnittes eines erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufelkranzes.
  • FIG 1 zeigt eine Gasturbine 1 in einem Längsteilschnitt. Sie weist im Inneren einen um eine Rotationsachse 2 drehgelagerten Rotor 3 auf, der auch als Turbinenläufer bezeichnet wird. Entlang des Rotors 3 folgen aufeinander ein Ansauggehäuse 4, ein Verdichter 5, eine torusartige Ringbrennkammer 6 mit mehreren rotationssymmetrisch zueinander angeordneten Brennern 7, eine Turbineneinheit 8 und ein Abgasgehäuse 9. Die Ringbrennkammer 6 bildet einen Verbrennungsraum 17, der mit einem ringförmigen Heißgaskanal 18 kommuniziert. Dort bilden vier hintereinander geschaltete Turbinenstufen 10 die Turbineneinheit 8. Jede Turbinenstufe 10 ist aus zwei Schaufelringen gebildet. In Strömungsrichtung eines in der Ringbrennkammer 6 erzeugten Heißgases 11 gesehen, folgt im Heißgaskanal 18 jeweils einer Leitschaufelreihe 13 eine aus Gasturbinenlaufschaufeln 15 gebildete Reihe 14. Die Leitschaufeln 12 sind am Stator befestigt, wohingegen die Gasturbinenlaufschaufeln 15 einer Reihe 14 mittels einer Turbinenscheibe 19 am Rotor 3 angebracht sind. An dem Rotor 3 ist ein Generator oder eine Arbeitsmaschine (nicht dargestellt) angekoppelt.
  • FIG 2 zeigt eine erfindungsgemäße als Gasturbinenlaufschaufel ausgebildete Gasturbinenschaufel 50 mit einem Schaufelfuß 52, an dem aufeinander folgend eine Plattform 54 und ein Schaufelprofil 56 vorgesehen ist. Das Schaufelprofil 56 ist in Längsrichtung L, d.h. bei Einbaulage in einer Gasturbine 1 in Axialrichtung A gekrümmt. Aus Gründen der Übersichtlichkeit ist das Schaufelprofil 56 nicht in seiner vollständigen Höhe dargestellt, sondern es endet vergleichsweise nah an der Plattform 54.
  • Das Schaufelprofil 56 weist eine druckseitige Profilwand 62 sowie eine saugseitige Profilwand 64 auf, die sich von einer Vorderkante 66 des Schaufelprofils 56 zu einer Hinterkante 68 erstrecken. Beim Betrieb der Gasturbine 1 umströmt das Heißgas 11 die Gasturbinenschaufel 50. Es strömt entlang den Profilwänden 62, 64, von der Vorderkante 66 in Richtung der Hinterkante 68.
  • Korrespondierend zu der Krümmung des Schaufelprofils 56 ist die Plattform 54 entlang der Längsrichtung L gekrümmt, die Längskanten 55 der Plattform 54 verlaufen nicht geradlinig, sondern auf einem Bogen. Die saugseitige Plattformlängskante 55a ist konvex und die druckseitige Plattformlängskante 55b ist konkav gekrümmt. Die Plattform 54 weist jeweils im Bereich der Vorderkante 66 und im Bereich der Hinterkante 68 eine stirnseitig quer verlaufende Plattformquerkante 53 auf.
  • Wie aus der perspektivischen Darstellung der FIG 2 ersichtlich ist, ist der Schaufelfuß 52 in gleicher Art und Weise wie die Längskanten 55 der Plattform 54 gekrümmt. Die saugseitige Schaufelfußoberfläche 72b ist in Längsrichtung konvex gekrümmt und die druckseitige Schaufelfußoberfläche 72a in Längsrichtung konkav. Der Schaufelfuß 52 ist in der gezeigten Ausgestaltung darüber hinaus derart geformt, dass alle in Längsrichtung L verlaufenden Krümmungslinien 70 der Schaufelfußoberfläche 72 zu dem Plattformlängskanten 55 parallel auf einem Kreisbogen verlaufen.
  • Die Krümmungslinien 70 der Plattformlängskanten 55 und des Schaufelfußes 52 können auf einem Kreisbogen verlaufen, damit diese besonders einfach in eine Tragstruktur 80 (FIG 4) sukzessive in Schaufelhaltenuten 82 eingeschoben werden können.
  • Unter der Schaufelfußoberfläche 72 ist die Seitenfläche des Schaufelfußes 52 zu verstehen, die in Richtung der Längsrichtung L verläuft. Die stirnseitigen Schaufelfußflächen 73 sind davon ausgenommen.
  • Aufgrund der gekrümmten Form des Schaufelfußes 52 lassen sich besonders gut thermomechanische Spannungen reduzierende Plattformüberhänge 75 realisieren, die entlang der Längsachse L zumindest über 30% der Länge der Plattform 54 (in Längsrichtung) annähernd konstant verlaufen, sowohl saugseitig als auch druckseitig.
  • Ein erfindungsgemäßes Plattformelement 74 ist in perspektivischer Ansicht in FIG 3 gezeigt. Das Plattformelement 74 weist eine Plattformplatte 76 sowie einen Plattformfuß 78 auf, die sich beide in Längsrichtung L erstrecken. Analog zur Plattform 54 der Gasturbinenschaufel 50 weist die Plattformplatte 76 des Plattformelements 74 eine in Längsrichtung L konvex gekrümmte Plattformlängskante 79a und eine konkav gekrümmte Plattformlängskante 79b auf. Der Plattformfuß 78 ist zu den Plattformlängskanten 79 in Längsrichtung L korrespondierend gekrümmt. Wie alle in Längsrichtung L verlaufenden Krümmungslinien 70 der Schaufelfußoberfläche 72 der erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufel 50 verlaufen alle in Längsrichtung L verlaufenden Krümmungslinien 77 der Plattformfußoberfläche 81 zu den Längskanten 79 der Plattformplatte 76 parallel auf einem Kreisbogen.
  • FIG 4 zeigt in perspektivischer Ansicht einen Ausschnitt eines erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufelkranzes 90 für eine Gasturbine 1. Der Gasturbinenschaufelkranz 90 wird von einer Tragstruktur 80, insbesondere einer Rotorscheibe 19 gehalten. Am Außenumfang 91 der Rotorscheibe 19 sind in Axialrichtung A, bezogen auf die Rotationsachse des Rotors 3, verlaufende profilierte Haltenuten vorgesehen. Die Haltenuten dienen zur Aufnahme und zur Befestigung von erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufeln 50 und Plattformelementen 74. Vorzugsweise sind die zum Befestigen von Gasturbinenschaufeln 50 vorgesehenen Haltenuten, die Schaufelhaltenuten 92 im Querschnitt tannenbaumförmig profiliert, wohingegen die zum Halten und Befestigen von Plattformelementen 74 vorgesehene Plattformhaltenuten 93 im Querschnitt schwalbenschwanzförmig ausgebildet sind oder auch andere Fußformen besitzen können. Jeder Schaufelfuß 52 sitzt in der Schaufelhaltenut 92 formschlüssig, ebenso jeder Plattformfuß 78 in der Plattformhaltenut 93. Sowohl die Schaufelhaltenuten 92 als auch die Plattformhaltenuten 93 verlaufen in Axialrichtung A derart gekrümmt, dass ihre in Axialrichtung A verlaufenden Krümmungslinien der Nutoberfläche parallel auf einem Kreisbogen verlaufen und dabei der Krümmung des Schaufelfußes 52 und des Plattformfußes 78 entsprechen.
  • Dadurch ist es möglich, die Gasturbinenschaufel 50 und die Plattformelemente 74 einzeln nacheinander in die entsprechenden Haltenuten in einer ihrer Krümmung entsprechenden Bewegungsrichtung einzuschieben.
  • Wie aus FIG 4 ersichtlich, können alle in Axialrichtung A bzw. in die Längsrichtung L gekrümmt verlaufende Längskanten parallel auf einem Kreisbogen liegen, damit jedes Bauteil, sowohl die Gasturbinenschaufel 50 als auch das Plattformelement 74 eines vollständig bestückten Gasturbinenschaufelkranzes 90 geführt aus diesem heraus schiebbar.
  • Insgesamt kann aufgrund der gekrümmten Ausführungen des Schaufelfußes und der Plattform grundsätzlich eine gleichmäßigere Plattformbreite beidseitig des Schaufelprofils, d.h. saugseitig und druckseitig, eingestellt werden. Entlang der Längsrichtung des Schaufelprofils können somit die druckseitigen als auch die saugseitigen Plattformüberhänge annähernd gleich groß und somit vergleichsweise symmetrisch ausgebildet sein, was einseitige Plattformüberhänge und dementsprechend lokal variierende Masseansammlungen vermeidet. Variierende Masseansammlungen wirken sich negativ die Spannungsverteilungen und damit auf die Lebensdauer der Gasturbinenschaufel aus. Außerdem sind die einseitig abschnittsweise auftretenden Plattformüberhänge schwer kühlbar, was ebenfalls negative Einflüsse auf die Lebensdauer der Gasturbinenschaufel hat. Ermüdungserscheinungen treten verzögert auf. Durch die Ausführung mit gekrümmtem Schaufelfuß und mit gekrümmten Plattformlängskanten kann eine konstruktive Vereinfachung der Gasturbinenschaufel und somit einer effizientere Kühlung herbeigeführt werden, die vorteilhafter Weise darüber hinaus auch die Einführung von zwischen den Gasturbinenschaufeln vorgesehenen Plattformelementen oder Zwischenplattformen ermöglicht.

Claims (8)

  1. Gasturbinenschaufelkranz (90)
    • mit Gasturbinenschaufeln (50), die einen im Querschnitt profilierten Schaufelfuß (52), an dem aufeinander folgend eine Plattform (54) und daran ein sich in Längsrichtung (L) gekrümmtes Schaufelprofil (56) anschließt, welches von einer saugseitigen Profilwand (64) und einer druckseitigen Profilwand (62) gebildet wird, wobei der Schaufelfuß (52) in Längsrichtung (L) des Schaufelprofils (56) verläuft und die Plattform (54) eine saugseitig konvex gebogene und eine druckseitig konkav gebogene, jeweils in Längsrichtung (L) verlaufende Plattformlängskante (55a, 55b) aufweist, wobei der Schaufelfuß (52) derart geformt ist, dass die jeweilige der saugseitigen und druckseitigen Profilwand (62, 64) zugewandte Schaufelfußoberfläche (72) entsprechend der zugehörigen Plattformlängskante (55a, 55b) konvex und konkav gekrümmt verläuft, und wobei der saugseitige und/oder druckseitige Plattformüberstand (75) als Plattformstummel mit einer vergleichsweise kurzen Plattformbreite (B) ausgebildet ist,
    • mit Plattformelementen (74) mit einem profilierten Plattformfuß (78) und einer Plattformplatte (76), die eine konvex gebogene Längskante (79a) und eine konkav gebogene Längskante (79b) aufweist und bei der die Plattformplatte (76) und der Plattformfuß (78) sich in einer Längsrichtung (L) erstrecken, wobei der Plattformfuß (78) derart geformt ist, dass die entsprechende seitliche Plattformfußoberfläche (77) der betreffenden Längskante (79) konvex bzw. konkav gekrümmt verläuft, und
    • mit einer Tragstruktur (80), in welcher Schaufelhaltenuten (92) vorgesehen sind, in die Schaufelfüße (52) der Gasturbinenschaufeln (50) einsteckbar sind, wobei jede Schaufelhaltenut (52) in identischem Maße wie der Schaufelfuß (52) gewölbt ist und in der zwischen benachbarten Schaufelhaltenuten (92) jeweils eine Plattformhaltenut (93) vorgesehen ist, die in identischem Maße wie der Plattformfuß (78) gewölbt ist, und
    bei dem in Umfangrichtung (U) gesehen jeweils zwischen den Plattformlängskanten (55) zweier in den Schaufelhaltenuten (92) eingeschobener benachbarter Gasturbinenschaufeln (50) in den Plattformhaltenuten (93) eingeschobene Plattformelemente (74) vorgesehen sind, wobei die Plattformplatte (76) die Tragstruktur (50) abdeckt.
  2. Gasturbinenschaufelkranz (90) nach Anspruch 1
    bei dem der Schaufelfuß (52) der Gasturbinenschaufel (50) in Längsrichtung (L) derart geformt ist, dass alle in Längsrichtung (L) verlaufenden Krümmungslinien (70) der Schaufelfußoberfläche (72) zu den Plattformlängskanten (55) parallel auf einem Kreisbogen verlaufen.
  3. Gasturbinenschaufelkranz (90) nach Anspruch 1 oder 2, bei dem von der saugseitigen Profilwand (64) der Gasturbinenschaufel (50) bis zur saugseitigen Plattformlängskante (55) und/oder von der druckseitigen Profilwand (62) bis zur druckseitigen Plattformlängskante (55) ein saugseitiger bzw. druckseitiger Plattformüberstand (75) mit einer Plattformbreite (B) auskragt, welche Plattformbreite (B) über 30% ihrer in Längsrichtung (L) verlaufenden Länge annähernd konstant ist.
  4. Gasturbinenschaufelkranz (90) nach einem der Ansprüche 1 bis 3,
    bei dem der Schaufelfuß (52) der Gasturbinenschaufel (50) im Querschnitt schwalbenschwanzförmig, hammerförmig oder tannenbaumartig ausgebildet ist.
  5. Gasturbinenschaufelkranz (90) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei dem die Gasturbinenschaufel kühlbar und/oder gegossen ist .
  6. Gasturbinenschaufelkranz (90) nach Anspruch 1,
    bei dem der Plattformfuß (78) des Plattformelements (74) in Längsrichtung (L) derart geformt ist, dass alle in Längsrichtung (L) verlaufenden Krümmungslinien (77) der Plattformfußoberfläche (81) zu den Längskanten (79) parallel auf einem Kreisbogen verlaufen.
  7. Gasturbinenschaufelkranz (90) nach Anspruch 1,
    bei dem das Plattformelement (74) zumindest teilweise aus Keramik besteht.
  8. Gasturbinenschaufelkranz (90) nach Anspruch 1,
    bei dem die Tragstruktur (80) durch eine Rotorscheibe (19) gebildet ist und bei
    der die Schaufelhaltenuten (52) in einer Axialrichtung verlaufend im Außenumfang (91) der Rotorscheibe (19) vorsehen sind.
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WO (1) WO2007012587A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9482099B2 (en) 2010-01-16 2016-11-01 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor blade for a turbomachine and turbomachine

Families Citing this family (42)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7931442B1 (en) * 2007-05-31 2011-04-26 Florida Turbine Technologies, Inc. Rotor blade assembly with de-coupled composite platform
US8408874B2 (en) * 2008-04-11 2013-04-02 United Technologies Corporation Platformless turbine blade
CH700001A1 (de) 2008-11-20 2010-05-31 Alstom Technology Ltd Laufschaufelanordnung, insbesondere für eine gasturbine.
US8235663B2 (en) * 2008-12-11 2012-08-07 General Electric Company Article and ultrasonic inspection method and system therefor
US20100166561A1 (en) * 2008-12-30 2010-07-01 General Electric Company Turbine blade root configurations
US8277190B2 (en) * 2009-03-27 2012-10-02 General Electric Company Turbomachine rotor assembly and method
US8192166B2 (en) * 2009-05-12 2012-06-05 Siemens Energy, Inc. Tip shrouded turbine blade with sealing rail having non-uniform thickness
US8322977B2 (en) * 2009-07-22 2012-12-04 Siemens Energy, Inc. Seal structure for preventing leakage of gases across a gap between two components in a turbine engine
US8292583B2 (en) * 2009-08-13 2012-10-23 Siemens Energy, Inc. Turbine blade having a constant thickness airfoil skin
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
US8657579B2 (en) 2010-08-27 2014-02-25 General Electric Company Blade for use with a rotary machine and method of assembling same rotary machine
US8599082B2 (en) 2011-02-01 2013-12-03 Siemens Energy, Inc. Bracket assembly for a wireless telemetry component
US8527241B2 (en) 2011-02-01 2013-09-03 Siemens Energy, Inc. Wireless telemetry system for a turbine engine
CH704825A1 (de) * 2011-03-31 2012-10-15 Alstom Technology Ltd Turbomaschinenrotor.
US8827643B2 (en) * 2011-10-26 2014-09-09 General Electric Company Turbine bucket platform leading edge scalloping for performance and secondary flow and related method
US8967973B2 (en) * 2011-10-26 2015-03-03 General Electric Company Turbine bucket platform shaping for gas temperature control and related method
US9303520B2 (en) 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Double fan outlet guide vane with structural platforms
US9303531B2 (en) 2011-12-09 2016-04-05 General Electric Company Quick engine change assembly for outlet guide vanes
US20130149130A1 (en) * 2011-12-09 2013-06-13 General Electric Company Fan Hub Frame for Double Outlet Guide Vane
US9033669B2 (en) 2012-06-15 2015-05-19 General Electric Company Rotating airfoil component with platform having a recessed surface region therein
FR2994211B1 (fr) * 2012-08-03 2018-03-30 Safran Aircraft Engines Aube mobile de turbine
EP2971523B1 (de) 2013-03-10 2018-11-14 Rolls-Royce Corporation Befestigungsmechanismus einer gasturbinenschaufel mit gewölbtem profil
WO2014163709A2 (en) 2013-03-13 2014-10-09 Uskert Richard C Platform for ceramic matrix composite turbine blades
US9909429B2 (en) * 2013-04-01 2018-03-06 United Technologies Corporation Lightweight blade for gas turbine engine
US9670781B2 (en) * 2013-09-17 2017-06-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with turbine rotor blades having improved platform edges
US9896946B2 (en) * 2013-10-31 2018-02-20 General Electric Company Gas turbine engine rotor assembly and method of assembling the same
FR3014942B1 (fr) * 2013-12-18 2016-01-08 Snecma Aube, roue a aubes et turbomachine ; procede de fabrication de l'aube
FR3018849B1 (fr) * 2014-03-24 2018-03-16 Safran Aircraft Engines Piece de revolution pour un rotor de turbomachine
CN107667205B (zh) * 2015-06-02 2019-11-01 西门子公司 可用于燃气涡轮发动机中的涡轮翼型件的附接系统
FR3048719B1 (fr) * 2016-03-14 2018-03-02 Safran Aircraft Engines Redresseur de flux pour turbomachine avec plateformes integrees et rapportees
US10428661B2 (en) 2016-10-26 2019-10-01 Roll-Royce North American Technologies Inc. Turbine wheel assembly with ceramic matrix composite components
US10358922B2 (en) * 2016-11-10 2019-07-23 Rolls-Royce Corporation Turbine wheel with circumferentially-installed inter-blade heat shields
US10557350B2 (en) * 2017-03-30 2020-02-11 General Electric Company I beam blade platform
FR3066531B1 (fr) * 2017-05-19 2019-05-03 Safran Aircraft Engines Aube en materiau composite et a plateforme integree pour une turbomachine d'aeronef
US10724390B2 (en) 2018-03-16 2020-07-28 General Electric Company Collar support assembly for airfoils
US10767498B2 (en) 2018-04-03 2020-09-08 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with pinned platforms
US10577961B2 (en) 2018-04-23 2020-03-03 Rolls-Royce High Temperature Composites Inc. Turbine disk with blade supported platforms
US10890081B2 (en) 2018-04-23 2021-01-12 Rolls-Royce Corporation Turbine disk with platforms coupled to disk
FR3085992B1 (fr) 2018-09-14 2020-12-11 Safran Aircraft Engines Aube de roue mobile de turbine comportant un pied de forme curviligne
DE102020216436A1 (de) 2020-12-21 2022-06-23 MTU Aero Engines AG Rotorscheibe und Laufschaufel für eine Flugtriebwerk-Gasturbinen-Verdichter- oder Turbinenstufe
FR3140649A1 (fr) * 2022-10-07 2024-04-12 Safran Aircraft Engines Disque pour une turbine de turbomachine d’aeronef

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US1793468A (en) * 1929-05-28 1931-02-24 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine blade
US1719415A (en) * 1927-09-14 1929-07-02 Westinghouse Electric & Mfg Co Turbine-blade attachment
US2669383A (en) * 1951-02-06 1954-02-16 A V Roe Canada Ltd Rotor blade
US3986793A (en) * 1974-10-29 1976-10-19 Westinghouse Electric Corporation Turbine rotating blade
US4767275A (en) * 1986-07-11 1988-08-30 Westinghouse Electric Corp. Locking pin system for turbine curved root side entry closing blades
JP2506577Y2 (ja) * 1989-08-22 1996-08-14 石川島播磨重工業株式会社 プラットフォ―ム付圧縮機用動翼
US5017091A (en) * 1990-02-26 1991-05-21 Westinghouse Electric Corp. Free standing blade for use in low pressure steam turbine
GB2280478A (en) * 1993-07-31 1995-02-01 Rolls Royce Plc Gas turbine sealing assemblies.
FR2715968B1 (fr) * 1994-02-10 1996-03-29 Snecma Rotor à plates-formes rapportées entre les aubes.
US5435693A (en) * 1994-02-18 1995-07-25 Solar Turbines Incorporated Pin and roller attachment system for ceramic blades
JP4502517B2 (ja) * 1999-03-24 2010-07-14 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 流体機械の案内羽根及び案内羽根リング
EP1124038A1 (de) * 2000-02-09 2001-08-16 Siemens Aktiengesellschaft Turbinenschaufelanordnung
US6739837B2 (en) * 2002-04-16 2004-05-25 United Technologies Corporation Bladed rotor with a tiered blade to hub interface

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9482099B2 (en) 2010-01-16 2016-11-01 Mtu Aero Engines Gmbh Rotor blade for a turbomachine and turbomachine

Also Published As

Publication number Publication date
CN101233299B (zh) 2011-06-15
PL1907671T3 (pl) 2009-06-30
US7300253B2 (en) 2007-11-27
JP2009503330A (ja) 2009-01-29
EP1907671A1 (de) 2008-04-09
US20070020102A1 (en) 2007-01-25
ATE419451T1 (de) 2009-01-15
CN101233299A (zh) 2008-07-30
ES2317560T3 (es) 2009-04-16
DE502006002518D1 (de) 2009-02-12
WO2007012587A1 (de) 2007-02-01

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