EP2161411A1 - Turbine blade with customised natural frequency by means of an inlay - Google Patents

Turbine blade with customised natural frequency by means of an inlay Download PDF

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EP2161411A1
EP2161411A1 EP08015726A EP08015726A EP2161411A1 EP 2161411 A1 EP2161411 A1 EP 2161411A1 EP 08015726 A EP08015726 A EP 08015726A EP 08015726 A EP08015726 A EP 08015726A EP 2161411 A1 EP2161411 A1 EP 2161411A1
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EP
European Patent Office
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turbine blade
blade
section
airfoil
cross
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP08015726A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
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Priority to PCT/EP2009/059954 priority patent/WO2010026005A1/en
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Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/04—Antivibration arrangements
    • F01D25/06—Antivibration arrangements for preventing blade vibration
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22C—FOUNDRY MOULDING
    • B22C9/00—Moulds or cores; Moulding processes
    • B22C9/10—Cores; Manufacture or installation of cores
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/26—Antivibration means not restricted to blade form or construction or to blade-to-blade connections or to the use of particular materials
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade for a gas turbine, comprising a platform and a transversely disposed airfoil comprising a pressure-side airfoil wall and a suction-side airfoil wall, which airfoils at least partially define at least one cavity arranged in the interior of the airfoil. Furthermore, the invention relates to a method for producing a turbine blade with a hollow blade and a casting core for a casting device for producing such a turbine blade.
  • turbine blades are subject to vibrational excitation during operation in a gas turbine engine.
  • the vibration excitation occurs due to the rotation of the rotor to which the turbine blades are attached.
  • the turbine blades are designed such that their natural frequency deviates from the excitation frequencies of the stationary gas turbine. Therefore, care is taken in the development of the turbine blade that the finished turbine blade overall satisfies the requirements for self-resonance.
  • the object of the invention is to provide a turbine blade and the specification of a method for producing turbine blades whose natural frequency corresponds to the requirements for use within a stationary gas turbine. Another object is to provide a casting core for making such a turbine blade.
  • the object directed to the turbine blade is achieved by a turbine blade according to the features of claim 1.
  • the object directed to the method is achieved by a method for producing a turbine blade according to the features of claim 7 and the task directed to the casting core by a corresponding casting core according to the features of claim 10.
  • the invention is based on the finding that a turbine blade for a gas turbine can be adapted in terms of its natural frequency and / or rigidity, without their outer contour being changed.
  • the change in the natural frequency of the turbine blade and / or the change in the rigidity of the blade can be done in a simple manner by at least one means is provided in at least one cavity of the blade of the turbine blade, the arrangement of which mainly the change in natural frequency and / or change the rigidity of the airfoil serves.
  • the invention achieves the idea that the inner structure of a turbine blade is dictated solely by the outer aerodynamic contour of the airfoil and solely by cooling requirements typically associated with a turbine blade.
  • the invention it is proposed for the first time to provide means in the cavity of a turbine blade, which only serve to change the natural frequency of the turbine blade by changing the center of gravity of the blade and / or the stiffness of the blade compared to an identical turbine blade, but without this invention Medium.
  • the invention is thus of particular advantage for turbine blades which have already been used in gas turbines and are therefore operationally stressed. Often these turbine blades are still to be used after a gas turbine upgrade (upgrade), although due to the increased requirement of the turbine blades with regard to their natural frequency and / or with regard to the rigidity of the blade due to the upgrading of changed operating conditions of the gas turbine.
  • the invention now provides methods and means for adapting the turbine blade operated to operation to the new operating conditions independently of any possible additional refurbishment, in which case the changes take place only in the interior, that is to say in the cavity of the blade, without the aerodynamics of the blade relevant turbine blade - based on the hot air around the blade to change.
  • an insert member is mounted in the cavity thereof, wherein the arrangement of the insert member mainly serves to change the natural frequency of the turbine blade and / or the change of the stiffness of the airfoil.
  • a new casting core may also be used for a casting apparatus for producing a turbine blade, in which the casting core has successive sections which have a constant cross-section or a continuously changing cross-section along their extension, the casting core between two such sections further section with compared to substantially reduced cross-section.
  • a turbine blade according to the invention can also be manufactured in one production step.
  • the agent in question can be designed as an insert component which is manufactured separately from the airfoil and which is fastened in the cavity of the airfoil after production of the airfoil.
  • existing or already operationally loaded turbine rotor blades can be upgraded to form a turbine blade according to the invention.
  • the agent in question may also be an integral part of the airfoil so that it is made directly with the manufacture of the airfoil of the turbine blade. This is the case, for example, if at least the blade of the turbine blade, or even the entire turbine blade is produced by a casting process.
  • the airfoil is divided by means of at least one rib into a plurality of cavities, which rib extends in each case from the suction-side airfoil wall to the pressure-side airfoil wall and at the same time from a foot region of the turbine blade to an airfoil tip region.
  • the invention may thus be used in particular for turbine blades which have clean or approximately straight cooling passages which extend from a root portion of the turbine blade to a blade tip area and are separated from each other by a rib located in the interior of the airfoil.
  • turbine blades are provided on the blade tip side with an opening in the order of the cross section of the cavity arranged behind it, so that there is sufficient accessibility to the respective cavities in which the agent is to be arranged and fastened.
  • the means and / or the insert component is designed as a partition wall arranged approximately parallel to the platform of the turbine blade, in which at least one opening is formed.
  • the partition wall is thus substantially perpendicular, if present, oriented to the rib. In order to let the coolant, which generally flows in the interior of the turbine blade in the cavity, flow out or continue, at least one opening is provided in the dividing wall.
  • this can be changed in its contour, for example by means of a cutting method, to bring about a further change in the natural frequency of the turbine blade.
  • the opening can be drilled further. This makes it possible, even after the attachment of the insert component to further adjust the frequency characteristic of the turbine blade.
  • a suitably formed casting core may be used in a casting apparatus to produce a turbine blade.
  • a casting core is substantially rod-shaped with a plurality of successive sections, which along their extension either a constant cross section or a continuously changing cross-section, wherein the casting core between two such sections has a further section with compared to substantially reduced cross-section through the means in question, namely the partition, can be formed.
  • the section having a substantially reduced cross-section has a maximum cross-sectional area of 90% of the cross-sectional area of the section immediately adjacent thereto with a constant cross-section or with a continuously changing cross-section.
  • its mean cross section is to be used as a reference.
  • the cross-sectional area is to be chosen as small as possible, so that the opening formed by it, arranged in the partition opening can be reworked.
  • the transition between the further section and the immediately adjacent section with constant cross-section or with continuously changing cross-section may be step-like.
  • two or more of these further sections of substantially reduced cross-section may be present on the casting core.
  • each section having a substantially reduced cross-section is arranged on the casting core in such a way that it leaves a partition in a turbine blade made with this casting core, which is arranged in the cavity of an airfoil of the turbine blade-that is, in the interior-and not on the turbine blade tip.
  • the means to be provided which is preferably designed as a partition wall, are intended mainly to change the natural frequency of the turbine blade, to change the rigidity of the blade and / or to change the center of gravity of the blade.
  • this does not mean turbulators that are arranged on the inner side surfaces of the airfoil walls to swirl mainly the cooling air flowing along the side walls.
  • impact-cooling inserts which may, for example, be arranged inside the turbine blade in order to allow impingement cooling of the blade-blade walls.
  • ribs located inside the airfoil do not fall underneath.
  • the means according to the invention serve at least mainly, if not solely, for changing the natural frequency of the turbine blade and / or changing the rigidity of the blade compared to an identical turbine blade without such means.
  • At least as many means are provided that a change of the preferably first natural frequency of the turbine blade of at least 5 Hz, more preferably at least 10Hz - based on an identical turbine blade without the inventive means - can be brought about.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section through a turbine blade 10 according to the invention, which along a blade main axis a foot portion 12, a hot gas platform 14 and a transversely extending, aerodynamic curved blade 16 has.
  • the airfoil 16 includes a pressure-side airfoil wall 18 (FIG. FIG. 2 ) and a suction side airfoil wall 20 extending from a common leading edge 22 to a common trailing edge 29.
  • the airfoil 16 is formed substantially hollow, wherein in FIG. 1 three cavities 24, 26, 28 are shown.
  • the cavities 24, 26 are defined by a first rib 32 and the two cavities 26, 28 are separated by a second rib 34.
  • the turbine blade 10 it is possible for the turbine blade 10 to have more than three or fewer than three cavities 24, 26, 28 and, correspondingly, more or fewer ribs 32, 34.
  • the fins 32, 34 extend from the suction side vane wall 20 to the pressure side vane wall 18 and at the same time from the root section 12 of the turbine blade 10 to the vane tip section 30.
  • the cavities 24, 26, 28 are cooling channels extending straight from the root section 12 to a tip side section 30 formed, through which a foot side supplied coolant, such as cooling air, is flowable, which can escape blade tip side.
  • the insert members 36 are formed as a partition and serve to change the natural frequency of the turbine blade 10 and / or the change in the rigidity of the airfoil 16, without having another essential function. Impact cooling inserts, rib-like turbulators or even dimplels are not included in the concept of the agents according to the invention.
  • the insert members 36 each have centrally an opening 40 through which the cavities 24, 26, 28 can flow through coolant.
  • the mass of the turbine blade 10 increases overall, a gain in stiffness can be achieved, which is the change in the natural frequency of the turbine blade 10 with respect to its self-excitation due to the hot gas occurring periodically on the airfoil 16 and / or due to the rotor speed, is further reduced.
  • the proportion of the frequency change which has a negative effect on the increase in mass is more than compensated for due to the increased stiffness.
  • insert member 36 is formed as a partition, this can be positioned by the blade tip-side, wide opening 40 of the cavities 24, 26, 28 in the interior of the blade 16 and the ribs 32, 34 and to the inner surfaces of the suction-side blade wall 20 and to the Inner surface of the pressure-side blade wall 18 are soldered or welded.
  • inventive casting core 50 is required, which is formed substantially rod-shaped and has a plurality of successive sections 52, 54, 56, 68.
  • Each of these sections 52, 54, 56, 58 has along its extent a constant cross-section or at least only slightly continuously changing cross-section, wherein the casting core 50 between two such sections 52, 54, 56, 58 another section 60 with in Compared to having significantly reduced cross-section.
  • the cross-sectional area of the reduced cross-section 60 is at most 90% of the cross-sectional area of the sections 52, 54, 56, 58 with a constant cross section or with a continuously decreasing cross section.
  • the transition between the sections 52, 54 and section 60 is effected in each case by means of a step, wherein in the illustrated example, three further sections 60 are provided with reduced cross-section. There may also be more or fewer sections 60 of reduced cross-section. If another section 60 has a particularly small cross-sectional area, this further increases the strength, in which case the remaining separating web 36 can be easily changed if necessary.
  • the casting core 50 is designed in such a way that the sections 52, 54, 56, 58 with a reduced cross-section lie in such a position that they do so Leave partitions 36, which in the interior of the cavity 24, 26, 28 of a blade 16 of the turbine blade 10 arranged cause a particularly large increase in rigidity.
  • the invention provides a turbine blade 10 for a gas turbine having a hollow airfoil 16 in which at least one means 38 is arranged to adapt the turbine blade 10 to new operating requirements, the means 38 primarily for changing the natural frequency of the turbine blade 10 and / or for changing the rigidity of the blade 16 is used.
  • the invention provides a method by means of which, after the manufacture of the blade 16, an insert component 36 is fastened in its cavity 24, 26, 28, the arrangement of which is primarily the change in the natural frequency of the turbine blade 10 and / or the change in the rigidity of the blade Blade 16 is used.
  • the diameter of the opening 40 in the separating web 36 can be increased, for example, by drilling. It is only necessary to ensure that the concomitant reduction in the mass of the turbine blade does not cause too great a change in the rigidity of the blade 16.
  • a particularly simple trained casting core 50 can be specified, through which a turbine blade 10 according to the invention can be produced particularly inexpensively.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
  • Molds, Cores, And Manufacturing Methods Thereof (AREA)

Abstract

The blade (10) has a shovel blade (16) arranged transverse to a platform (14) and comprising pressure-side and suction-side shovel blade walls partially defining hollow chambers (24, 26, 28) that are arranged within the shovel blade. A unit (38) e.g. insert component such as separating wall (36), is arranged in the hollow chambers for changing a resonance frequency of the blade and/or changing rigidity of the shovel blade. Ribs (32, 34) extend from the suction-side blade wall to the pressure-side blade wall. Independent claims are also included for the following: (1) a method for producing a turbine blade (2) a casting core for a casting device for producing a turbine blade.

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenlaufschaufel für eine Gasturbine, mit einer Plattform und einem daran quer angeordneten Schaufelblatt umfassend eine druckseitige Schaufelblattwand und eine saugseitige Schaufelblattwand, welche Schaufelblattwände zumindest einen im Inneren des Schaufelblatts angeordneten Hohlraum teilweise begrenzen. Des Weiteren betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Herstellen einer Turbinenlaufschaufel mit einem hohlen Schaufelblatt und einen Gusskern für eine Gießvorrichtung zum Herstellen einer derartigen Turbinenlaufschaufel.The invention relates to a turbine blade for a gas turbine, comprising a platform and a transversely disposed airfoil comprising a pressure-side airfoil wall and a suction-side airfoil wall, which airfoils at least partially define at least one cavity arranged in the interior of the airfoil. Furthermore, the invention relates to a method for producing a turbine blade with a hollow blade and a casting core for a casting device for producing such a turbine blade.

Es ist bekannt, dass Turbinenlaufschaufeln einer Schwingungsanregung während des Betriebs in einer Gasturbine ausgesetzt sind. Die Schwingungsanregung erfolgt aufgrund der Rotation des Rotors, an dem die Turbinenlaufschaufeln befestigt sind. Einen weiteren Beitrag zur Schwingungsanregung erfahren die Schaufelblätter der Turbinenlaufschaufeln durch das auf sie auftreffende Heißgas. Da die Schaufelblätter von Turbinenlaufschaufeln - in Strömungsrichtung des Heißgases gesehen - hinter einem Kranz von Turbinenleitschaufeln umlaufen, werden diese durch zyklisch auftreffendes Heißgas zum Schwingen angeregt. Daher ist es erforderlich, das jede Turbinenlaufschaufel eine ausreichend hohe Eigenfrequenz aufweist, dass sowohl die von der Rotordrehzahl als auch die vom Heißgas herrührende Schwingungsanregung mit den jeweiligen Anregungsfrequenzen nicht zu einer unzulässig hohen Schwingung des Schaufelblatts führt. Dementsprechend werden im Stand der Technik die Turbinenlaufschaufeln derartig ausgelegt, dass deren Eigenfrequenz von den Anregungsfrequenzen der stationären Gasturbine abweicht. Daher wird bei der Entwicklung der Turbinenlaufschaufel darauf geachtet, dass die fertige Turbinenlaufschaufel insgesamt den Anforderungen bezüglich der Eigenresonanz genügt.It is known that turbine blades are subject to vibrational excitation during operation in a gas turbine engine. The vibration excitation occurs due to the rotation of the rotor to which the turbine blades are attached. Another contribution to the vibration excitation experienced by the blades of the turbine blades through the impinging hot gas. Since the blades of turbine blades - seen in the flow direction of the hot gas - rotate behind a ring of turbine vanes, these are excited by cyclically impinging hot gas to vibrate. Therefore, it is necessary that each turbine blade has a sufficiently high natural frequency that both the rotor speed and the hot gas vibration excitation at the respective excitation frequencies does not result in unduly high vibration of the airfoil. Accordingly, in the prior art, the turbine blades are designed such that their natural frequency deviates from the excitation frequencies of the stationary gas turbine. Therefore, care is taken in the development of the turbine blade that the finished turbine blade overall satisfies the requirements for self-resonance.

Im Fertigungsprozess der Turbinenlaufschaufel ist daher vorgesehen, jede einzelne Turbinenlaufschaufel auf ihre Schwingungseigenschaften zu überprüfen. Sofern die Turbinenlaufschaufel den vorgegebenen Frequenzwerten an Eigenfrequenz nicht erfüllt, ist diese zu verwerfen oder mittels geeigneter Maßnahmen derart zu manipulieren, dass diese danach für den Betrieb geeignet ist und die Anforderungen an die Eigenfrequenz erfüllt. Um Turbinenlaufschaufeln, welche allein aufgrund Ihrer Schwingungseigenschaft nicht zum Einsatz in der Gasturbine vorgesehen sind, der Benutzung doch zuzuführen, ist bekannt, am Schaufelblatt der Turbinenlaufschaufel stirnseitig eine Ausnehmung einzubringen, wodurch die Masse der Turbinenlaufschaufel an ihrem freien, schwingfähigen Ende reduziert werden kann. Durch die Reduzierung der Masse der Turbinenlaufschaufel wird die Schwingungseigenschaft positiv beeinflusst. Ihre Eigenfrequenz kann durch das Entfernen der Masse, insbesondere an ihrem äußeren Ende, zu größeren Eigenfrequenzen verschoben werden.In the manufacturing process of the turbine blade is therefore intended to check each turbine blade on their vibration characteristics. If the turbine blade does not meet the predetermined frequency values at natural frequency, this is to be discarded or manipulated by suitable measures such that it is then suitable for operation and meets the requirements of the natural frequency. In order to supply turbine blades, which are not intended for use in the gas turbine solely because of their vibration property, it is known to introduce a recess on the blade of the turbine blade, whereby the mass of the turbine blade can be reduced at its free, oscillatory end. By reducing the mass of the turbine blade, the vibration characteristic is positively influenced. Their natural frequency can be shifted to greater natural frequencies by removing the mass, in particular at its outer end.

Außerdem ist bekannt, dass an zuvor in Gasturbinen eingesetzten Turbinenlaufschaufeln Maßnahmen zur Lebensdauerverlängerung durchgeführt werden. Diese Maßnahmen umfassen einerseits die Beseitigung von während des Betriebs entstandenen Rissen und andererseits die Erneuerung der auf den Turbinenlaufschaufeln vorgesehenen Schutzschichten.In addition, it is known that measures for extending the life of the turbine blades previously used in gas turbines are carried out. These measures include on the one hand the elimination of cracks during operation and on the other hand the renewal of the protective layers provided on the turbine blades.

Aufgabe der Erfindung ist die Bereitstellung einer Turbinenlaufschaufel und die Angabe eines Verfahrens zum Herstellen von Turbinenlaufschaufeln, deren Eigenfrequenz den Anforderungen für den Einsatz innerhalb einer stationären Gasturbine entspricht. Weitere Aufgabe ist die Bereitstellung eines Gusskerns zum Herstellen einer derartigen Turbinenlaufschaufel.The object of the invention is to provide a turbine blade and the specification of a method for producing turbine blades whose natural frequency corresponds to the requirements for use within a stationary gas turbine. Another object is to provide a casting core for making such a turbine blade.

Die auf die Turbinenlaufschaufel gerichtete Aufgabe wird gelöst durch eine Turbinenlaufschaufel gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1. Die auf das Verfahren gerichtete Aufgabe wird durch ein Verfahren zum Herstellen einer Turbinenlaufschaufel gemäß den Merkmalen des Anspruchs 7 gelöst und die auf den Gusskern gerichtete Aufgabe durch einen entsprechenden Gusskern gemäß den Merkmalen des Anspruchs 10.The object directed to the turbine blade is achieved by a turbine blade according to the features of claim 1. The object directed to the method is achieved by a method for producing a turbine blade according to the features of claim 7 and the task directed to the casting core by a corresponding casting core according to the features of claim 10.

Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass eine Turbinenlaufschaufel für eine Gasturbine hinsichtlich ihrer Eigenfrequenz und/oder Steifigkeit angepasst werden kann, ohne dass deren äußere Kontur dabei verändert wird. Die Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel und/oder die Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts kann dabei auf einfache Weise erfolgen, indem zumindest ein Mittel in zumindest einem Hohlraum des Schaufelblatts der Turbinenlaufschaufel vorgesehen ist, wobei dessen Anordnung hauptsächlich der Änderung der Eigenfrequenz und/oder der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts dient.The invention is based on the finding that a turbine blade for a gas turbine can be adapted in terms of its natural frequency and / or rigidity, without their outer contour being changed. The change in the natural frequency of the turbine blade and / or the change in the rigidity of the blade can be done in a simple manner by at least one means is provided in at least one cavity of the blade of the turbine blade, the arrangement of which mainly the change in natural frequency and / or change the rigidity of the airfoil serves.

Die Erfindung löst sich somit von dem Gedanken, dass die innere Struktur einer Turbinenlaufschaufel allein von der äußeren aerodynamischen Kontur des Schaufelblatts und allein von Kühlanforderungen, die in der Regel für eine Turbinenlaufschaufel bestehen, vorgegeben ist. Mit der Erfindung wird erstmalig vorgeschlagen, Mittel im Hohlraum einer Turbinenlaufschaufel vorzusehen, die allein nur dazu dienen, die Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel durch Veränderung des Schwerpunkt des Schaufelblatts und/oder die Steifigkeit des Schaufelblatts zu ändern, verglichen mit einer identischen Turbinenlaufschaufel, jedoch ohne dieses erfindungsgemäße Mittel.Thus, the invention achieves the idea that the inner structure of a turbine blade is dictated solely by the outer aerodynamic contour of the airfoil and solely by cooling requirements typically associated with a turbine blade. With the invention it is proposed for the first time to provide means in the cavity of a turbine blade, which only serve to change the natural frequency of the turbine blade by changing the center of gravity of the blade and / or the stiffness of the blade compared to an identical turbine blade, but without this invention Medium.

Die Erfindung ist somit insbesondere für Turbinenlaufschaufeln von Vorteil, die bereits in Gasturbinen verwendet wurden und somit betriebsbeansprucht sind. Häufig sollen gerade diese Turbinenlaufschaufeln nach einer Gasturbinen-Aufrüstung (Upgrade) weiterhin verwendet werden, obwohl aufgrund der durch die Aufrüstung geänderten Betriebsbedingungen der Gasturbine gesteigerte Anforderung an die Turbinenlaufschaufeln hinsichtlich ihrer Eigenfrequenz und/oder hinsichtlich der Steifigkeit des Schaufelblatts vorliegen. Mit der Erfindung sind nun Verfahren und Mittel vorhanden, die betriebsbeanspruchte Turbinenlaufschaufel unabhängig von einer anderen evtl. zusätzlichen Aufarbeitung (Refurbishment) an die neuen Betriebsbedingungen anzupassen, wobei dann lediglich im Inneren, also im Hohlraum des Schaufelblatts die Änderungen erfolgen, ohne dabei die Aerodynamik der betreffenden Turbinenlaufschaufel - bezogen auf das das Schaufelblatt umströmende Heißgas - zu ändern. Es wird folglich vorgeschlagen, dass nach dem Herstellen einer Turbinenlaufschaufel mit einem hohlen Schaufelblatt ein Einsatzbauteil in dessen Hohlraum befestigt wird, wobei die Anordnung des Einsatzbauteils hauptsächlich der Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel und/oder der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts dient.The invention is thus of particular advantage for turbine blades which have already been used in gas turbines and are therefore operationally stressed. Often these turbine blades are still to be used after a gas turbine upgrade (upgrade), although due to the increased requirement of the turbine blades with regard to their natural frequency and / or with regard to the rigidity of the blade due to the upgrading of changed operating conditions of the gas turbine. The invention now provides methods and means for adapting the turbine blade operated to operation to the new operating conditions independently of any possible additional refurbishment, in which case the changes take place only in the interior, that is to say in the cavity of the blade, without the aerodynamics of the blade relevant turbine blade - based on the hot air around the blade to change. It is therefore proposed that after producing a turbine blade with a hollow airfoil, an insert member is mounted in the cavity thereof, wherein the arrangement of the insert member mainly serves to change the natural frequency of the turbine blade and / or the change of the stiffness of the airfoil.

Dies hat zudem den Vorteil, dass, sofern betriebsbeanspruchte Turbinenlaufschaufeln nicht mehr aufarbeitbar sind, die für eine aufgerüstete Gasturbine neu herzustellenden Turbinenlaufschaufeln mittels des noch vorhandenen Werkzeugs, insbesondere der Gießvorrichtung, in welcher die betreffende Turbinenlaufschaufel gegossen wird, gefertigt werden können. Die Gießvorrichtung, insbesondere deren die äußeren Form der Turbinenlaufschaufel vorgebenden Schieber kann (können) dann unverändert weiter benutzt werden. Für diesen Fall kann auch ein neuer Gusskern für eine Gießvorrichtung zum Herstellen einer Turbinenlaufschaufel verwendet werden, bei der der Gusskern aufeinander folgende Abschnitte aufweist, die entlang ihrer Erstreckung einen gleichbleibenden Querschnitt oder einen sich stetig verändernden Querschnitt aufweisen, wobei der Gusskern zwischen zwei derartigen Abschnitten einen weiteren Abschnitt mit im Vergleich dazu wesentlich verringerten Querschnitt aufweist. Insofern kann eine erfindungsgemäße Turbinenlaufschaufel auch in einem Herstellungsschritt gefertigt werden.This also has the advantage that, if operationally loaded turbine blades are no longer workable, the turbine blades to be newly manufactured for an upgraded gas turbine can be manufactured by means of the still existing tool, in particular the casting device, in which the relevant turbine blade is cast. The casting apparatus, in particular its slide which predetermines the outer shape of the turbine blade, can then be used unchanged as before. In this case, a new casting core may also be used for a casting apparatus for producing a turbine blade, in which the casting core has successive sections which have a constant cross-section or a continuously changing cross-section along their extension, the casting core between two such sections further section with compared to substantially reduced cross-section. In this respect, a turbine blade according to the invention can also be manufactured in one production step.

Vorteilhafte Ausgestaltungen der Erfindung werden in den Unteransprüchen angegeben.Advantageous embodiments of the invention are specified in the subclaims.

Vorzugsweise kann das betreffende Mittel als zum Schaufelblatt separat gefertigtes Einsatzbauteil ausgebildet sein, welches nach dem Herstellen des Schaufelblatts in dessen Hohlraum befestigt wird. Durch diese Maßnahme können bereits bestehende oder auch schon betriebsbeanspruchte Turbinenlaufschaufeln zu einer erfindungsgemäßen Turbinenlaufschaufel aufgerüstet werden.Preferably, the agent in question can be designed as an insert component which is manufactured separately from the airfoil and which is fastened in the cavity of the airfoil after production of the airfoil. By virtue of this measure, existing or already operationally loaded turbine rotor blades can be upgraded to form a turbine blade according to the invention.

Alternativ dazu kann das betreffende Mittel auch ein integraler Bestandteil des Schaufelblatts sein, so dass dieses unmittelbar mit der Herstellung des Schaufelblatts der Turbinenlaufschaufel hergestellt wird. Dies ist beispielsweise der Fall, wenn zumindest das Schaufelblatt der Turbinenlaufschaufel, oder gar die gesamte Turbinenlaufschaufel durch ein Gießverfahren hergestellt wird.Alternatively, the agent in question may also be an integral part of the airfoil so that it is made directly with the manufacture of the airfoil of the turbine blade. This is the case, for example, if at least the blade of the turbine blade, or even the entire turbine blade is produced by a casting process.

Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung ist das Schaufelblatt mittels mindestens einer Rippe in mehrere Hohlräume unterteilt, welche Rippe sich jeweils von der saugseitigen Schaufelblattwand zur druckseitigen Schaufelblattwand und zugleich von einem Fußbereich der Turbinenlaufschaufel zu einem Schaufelblattspitzenbereich erstreckt. Die Erfindung kann somit insbesondere für Turbinenlaufschaufeln verwendet werden, die rein oder annähernd geradlinige Kühlkanäle aufweist, welche sich von einem Fußbereich der Turbinenlaufschaufel zu einem Schaufelblattspitzenbereich erstrecken und dabei durch eine im Innern der Schaufelblatts angeordnete Rippe voneinander getrennt sind. Üblicher Weise sind derartige Turbinenlaufschaufeln schaufelblattspitzenseitig mit einer Öffnung in der Größenordnung des Querschnitts des dahinter angeordneten Hohlraums versehen, so dass eine ausreichende Zugänglichkeit zu den betreffenden Hohlräumen vorhanden ist, in denen das Mittel angeordnet und befestigt werden soll.According to a further advantageous embodiment, the airfoil is divided by means of at least one rib into a plurality of cavities, which rib extends in each case from the suction-side airfoil wall to the pressure-side airfoil wall and at the same time from a foot region of the turbine blade to an airfoil tip region. The invention may thus be used in particular for turbine blades which have clean or approximately straight cooling passages which extend from a root portion of the turbine blade to a blade tip area and are separated from each other by a rib located in the interior of the airfoil. Usually, such turbine blades are provided on the blade tip side with an opening in the order of the cross section of the cavity arranged behind it, so that there is sufficient accessibility to the respective cavities in which the agent is to be arranged and fastened.

Vorzugsweise ist das Mittel und/oder das Einsatzbauteil als annähernd parallel zur Plattform der Turbinenlaufschaufel angeordnete Trennwand ausgebildet, in der zumindest eine Öffnung ausgebildet ist. Die Trennwand ist somit im Wesentlichen senkrecht, sofern vorhanden, zur Rippe orientiert. Um das in der Regel im Innern der Turbinenlaufschaufel im Hohlraum strömende Kühlmittel aus- oder weiterströmen zu lassen, ist zumindest eine Öffnung in der Trennwand vorgesehen.Preferably, the means and / or the insert component is designed as a partition wall arranged approximately parallel to the platform of the turbine blade, in which at least one opening is formed. The partition wall is thus substantially perpendicular, if present, oriented to the rib. In order to let the coolant, which generally flows in the interior of the turbine blade in the cavity, flow out or continue, at least one opening is provided in the dividing wall.

Gemäß einem weiteren vorteilhaften Verfahrensschritt kann nach der Befestigung des Einsatzbauteils dieses in seiner Kontur verändert werden, beispielsweise mittels eines spanenden Verfahrens, um eine weitere Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel herbeizuführen. Beispielsweise kann die Öffnung weiter aufgebohrt werden. Hierdurch ist es möglich, selbst nach der Befestigung des Einsatzbauteils die Frequenzeigenschaft der Turbinenlaufschaufel weiter anzupassen.According to a further advantageous method step, after the attachment of the insert component, this can be changed in its contour, for example by means of a cutting method, to bring about a further change in the natural frequency of the turbine blade. For example, the opening can be drilled further. This makes it possible, even after the attachment of the insert component to further adjust the frequency characteristic of the turbine blade.

Für den Fall, dass das Mittel ein integraler Bestandteil des Schaufelblatts ist, und die Turbinenlaufschaufel zumindest eine im Inneren des Schaufelblatts vorgesehene Rippe aufweist, welche Rippe sich jeweils von der saugseitigen Schaufelblattwand zur druckseitigen Schaufelblattwand und zugleich von einem Fußbereich der Turbinenlaufschaufel zu einem Schaufelblattspitzenbereich erstreckt, kann ein entsprechend ausgebildeter Gusskern in einer Gießvorrichtung zum Herstellen einer Turbinenschaufel verwendet werden. Ein derartiger Gusskern ist im Wesentlichen stabförmig ausgebildet mit mehreren aufeinander folgenden Abschnitten, die entlang ihrer Erstreckung entweder einen gleichbleibenden Querschnitt oder einen sich stetig verändernden Querschnitt aufweisen, wobei der Gusskern zwischen zwei derartigen Abschnitten einen weiteren Abschnitt mit im Vergleich dazu wesentlich verringerten Querschnitt aufweist, durch den das betreffende Mittel, namentlich die Trennwand, ausgebildet werden kann.In the event that the means is an integral part of the airfoil, and the turbine blade has at least one rib inside the airfoil, which rib extends from the suction side airfoil wall to the pressure side airfoil wall and at the same time from a root region of the turbine blade to a blade airfoil region, For example, a suitably formed casting core may be used in a casting apparatus to produce a turbine blade. Such a casting core is substantially rod-shaped with a plurality of successive sections, which along their extension either a constant cross section or a continuously changing cross-section, wherein the casting core between two such sections has a further section with compared to substantially reduced cross-section through the means in question, namely the partition, can be formed.

Gemäß einer vorteilhaften Ausgestaltung des Gusskerns weist der Abschnitt mit wesentlich verringertem Querschnitt maximal eine Querschnittsfläche von 90% der Querschnittsfläche des zu ihm unmittelbar benachbarten Abschnitts mit gleichbleibendem Querschnitt bzw. mit sich stetig veränderndem Querschnitt auf. Bei sich stetig änderndem Querschnitt ist dann dessen mittlerer Querschnitt als Bezugsgröße heranzuziehen. Vorzugsweise ist die Querschnittsfläche jedoch so klein wie möglich zu wählen, so dass die durch sie entstehende, in der Trennwand angeordnete Öffnung nachbearbeitbar ist. Zweckmäßiger Weise kann der Übergang zwischen dem weiteren Abschnitt und dem dazu unmittelbar benachbarten Abschnitt mit gleichbleibendem Querschnitt bzw. mit sich stetig veränderndem Querschnitt stufenartig sein. Selbstverständlich können zwei oder mehr dieser weiteren Abschnitte mit wesentlich verringertem Querschnitt am Gusskern vorhanden sein.According to an advantageous embodiment of the casting core, the section having a substantially reduced cross-section has a maximum cross-sectional area of 90% of the cross-sectional area of the section immediately adjacent thereto with a constant cross-section or with a continuously changing cross-section. With continuously changing cross section then its mean cross section is to be used as a reference. Preferably, however, the cross-sectional area is to be chosen as small as possible, so that the opening formed by it, arranged in the partition opening can be reworked. Appropriately, the transition between the further section and the immediately adjacent section with constant cross-section or with continuously changing cross-section may be step-like. Of course, two or more of these further sections of substantially reduced cross-section may be present on the casting core.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung des Gusskerns ist jeder Abschnitt mit wesentlich verringertem Querschnitt derartig am Gusskern angeordnet, dass dieser bei einer mit diesem Gusskern gefertigtem Turbinenlaufschaufel eine Trennwand hinterlässt, welche im Hohlraum eines Schaufelblatts der Turbinenlaufschaufel - also im Inneren - angeordnet ist, und nicht an der Schaufelspitze.According to a further embodiment of the casting core, each section having a substantially reduced cross-section is arranged on the casting core in such a way that it leaves a partition in a turbine blade made with this casting core, which is arranged in the cavity of an airfoil of the turbine blade-that is, in the interior-and not on the turbine blade tip.

Erfindungsgemäß soll das vorzusehende Mittel, welches vorzugsweise als Trennwand ausgebildet ist, hauptsächlich der Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel, der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts und/oder der Änderung des Schwerpunkts des Schaufelblatts dienen. Somit sind darunter nicht Turbulatoren zu verstehen, die an den inneren Seitenflächen der Schaufelblattwände angeordnet hauptsächlich die an den Seitenwänden entlang strömende Kühlluft verwirbeln sollen. Darunter sind auch nicht Prallkühleinsätze zu verstehen, die beispielsweise im Inneren der Turbinenlaufschaufel angeordnet sein können, um eine Prallkühlung der Schaufelblattwände zu ermöglichen. Auch fallen im Inneren des Schaufelblatts angeordnete Rippen nicht darunter.According to the invention, the means to be provided, which is preferably designed as a partition wall, are intended mainly to change the natural frequency of the turbine blade, to change the rigidity of the blade and / or to change the center of gravity of the blade. Thus, this does not mean turbulators that are arranged on the inner side surfaces of the airfoil walls to swirl mainly the cooling air flowing along the side walls. This is also not to be understood as impact-cooling inserts, which may, for example, be arranged inside the turbine blade in order to allow impingement cooling of the blade-blade walls. Also, ribs located inside the airfoil do not fall underneath.

Prinzipiell dienen die erfindungsgemäßen Mittel mindestens hauptsächlich, wenn nicht sogar allein zur Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel und/oder der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts, verglichen mit einer identischen Turbinenlaufschaufel ohne ein derartiges Mittel.In principle, the means according to the invention serve at least mainly, if not solely, for changing the natural frequency of the turbine blade and / or changing the rigidity of the blade compared to an identical turbine blade without such means.

Vorzugsweise sind mindestens so viele Mittel vorzusehen, dass eine Änderung der vorzugsweise ersten Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel von mindestens 5 Hz, weiter vorzugsweise um mindestens 10Hz - bezogen auf eine identische Turbinenlaufschaufel ohne das erfindungsgemäße Mittel - herbeigeführt werden kann.Preferably, at least as many means are provided that a change of the preferably first natural frequency of the turbine blade of at least 5 Hz, more preferably at least 10Hz - based on an identical turbine blade without the inventive means - can be brought about.

Die Erfindung wird nachfolgend anhand einer Zeichnung erläutert. Dabei zeigt:

FIG 1
einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße Turbinenlaufschaufel,
FIG 2
einen Querschnitt durch ein erfindungsgemäßes Schaufelblatt der Turbinenlaufschaufel nach FIG 1 und
FIG 3
einen erfindungsgemäßen Gusskern in einer schematischen Darstellung.
The invention will be explained below with reference to a drawing. Showing:
FIG. 1
a longitudinal section through a turbine blade according to the invention,
FIG. 2
a cross section through an inventive blade of the turbine blade according to FIG. 1 and
FIG. 3
a casting core according to the invention in a schematic representation.

FIG 1 zeigt einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße Turbinenlaufschaufel 10, welche entlang einer Schaufelhauptachse einen Fußbereich 12, eine Heißgas-Plattform 14 sowie ein daran sich quer erstreckendes, aerodynamisches gekrümmtes Schaufelblatt 16 aufweist. Das Schaufelblatt 16 umfasst eine druckseitige Schaufelblattwand 18 (FIG 2) sowie eine saugseitige Schaufelblattwand 20, die sich von einer gemeinsamen Vorderkante 22 zu einer gemeinsamen Hinterkante 29 erstrecken. Das Schaufelblatt 16 ist im Wesentlichen hohl ausgebildet, wobei in FIG 1 drei Hohlräume 24, 26, 28 gezeigt sind. Die Hohlräume 24, 26 sind durch eine erste Rippe 32 und die beiden Hohlräume 26, 28 sind durch eine zweite Rippe 34 voneinander getrennt. Gleichfalls ist es möglich, dass die Turbinenlaufschaufel 10 mehr als drei oder weniger als drei Hohlräume 24, 26, 28 und dementsprechend mehr oder weniger Rippen 32, 34 aufweist. Die Rippen 32, 34 erstrecken sich von der saugseitigen Schaufelwand 20 zur druckseitigen Schaufelwand 18 und zugleich vom Fußbereich 12 der Turbinenlaufschaufel 10 zum Schaufelblattspitzenbereich 30. Die Hohlräume 24, 26, 28 sind als sich geradlinig vom Fußbereich 12 bis zu einem spitzenseitigen Bereich 30 erstreckende Kühlkanäle ausgebildet, durch denen ein fußseitig zugeführtes Kühlmittel, beispielsweise Kühlluft, strömbar ist, welches schaufelblattspitzenseitig austreten kann. FIG. 1 shows a longitudinal section through a turbine blade 10 according to the invention, which along a blade main axis a foot portion 12, a hot gas platform 14 and a transversely extending, aerodynamic curved blade 16 has. The airfoil 16 includes a pressure-side airfoil wall 18 (FIG. FIG. 2 ) and a suction side airfoil wall 20 extending from a common leading edge 22 to a common trailing edge 29. The airfoil 16 is formed substantially hollow, wherein in FIG. 1 three cavities 24, 26, 28 are shown. The cavities 24, 26 are defined by a first rib 32 and the two cavities 26, 28 are separated by a second rib 34. Likewise, it is possible for the turbine blade 10 to have more than three or fewer than three cavities 24, 26, 28 and, correspondingly, more or fewer ribs 32, 34. The fins 32, 34 extend from the suction side vane wall 20 to the pressure side vane wall 18 and at the same time from the root section 12 of the turbine blade 10 to the vane tip section 30. The cavities 24, 26, 28 are cooling channels extending straight from the root section 12 to a tip side section 30 formed, through which a foot side supplied coolant, such as cooling air, is flowable, which can escape blade tip side.

Um die Frequenzeigenschaft der Turbinenlaufschaufel 10 und/oder die Steifigkeit des Schaufelblatts 16 zu verändern, können nach dem Guss der Turbinenlaufschaufel 10 als Einsatzbauteile 36 ausgebildete Mittel 38 nachträglich befestigt werden. Die Einsatzbauteile 36 sind als Trennwand ausgebildet und dienen zur Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel 10 und/oder der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts 16, ohne eine andere wesentliche Funktion aufzuweisen. Prallkühleinsätze, rippenartige Turbulatoren oder auch Dimpels fallen nicht unter den Begriff der erfindungsgemäßen Mittel. Die Einsatzbauteile 36 weisen jeweils zentral eine Öffnung 40 auf, durch die das die Hohlräume 24, 26, 28 durchströmende Kühlmittel durchtreten kann.In order to change the frequency characteristic of the turbine blade 10 and / or the rigidity of the blade 16, after the casting of the turbine blade 10 as an insert members 36 formed means 38 can be subsequently attached. The insert members 36 are formed as a partition and serve to change the natural frequency of the turbine blade 10 and / or the change in the rigidity of the airfoil 16, without having another essential function. Impact cooling inserts, rib-like turbulators or even dimplels are not included in the concept of the agents according to the invention. The insert members 36 each have centrally an opening 40 through which the cavities 24, 26, 28 can flow through coolant.

Obwohl mit der Anordnung und Befestigung der Einsatzbauteile 36 insgesamt die Masse der Turbinenlaufschaufel 10 zunimmt, kann ein Steifigkeitsgewinn erzielt werden, welcher die Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel 10 hinsichtlich ihrer Selbstanregung aufgrund des periodisch auf das Schaufelblatt 16 auftretende Heißgases und/oder aufgrund der Rotordrehzahl, weiter vermindert wird. Insofern wird der durch die Massenerhöhung sich negativ bemerkbar machende Anteil der Frequenzänderung aufgrund der gesteigerten Steifigkeit überkompensiert.Although with the arrangement and mounting of the insert members 36, the mass of the turbine blade 10 increases overall, a gain in stiffness can be achieved, which is the change in the natural frequency of the turbine blade 10 with respect to its self-excitation due to the hot gas occurring periodically on the airfoil 16 and / or due to the rotor speed, is further reduced. In this respect, the proportion of the frequency change which has a negative effect on the increase in mass is more than compensated for due to the increased stiffness.

Wenn das Einsatzbauteil 36 als Trennwand ausgebildet ist, kann dieses durch die schaufelspitzseitige, weite Öffnung 40 der Hohlräume 24, 26, 28 im Inneren des Schaufelblatts 16 positioniert und an die Rippen 32, 34 sowie an die Innenflächen der die saugseitigen Schaufelwand 20 und an die Innenfläche der druckseitigen Schaufelwand 18 angelötet oder angeschweißt werden.If the insert member 36 is formed as a partition, this can be positioned by the blade tip-side, wide opening 40 of the cavities 24, 26, 28 in the interior of the blade 16 and the ribs 32, 34 and to the inner surfaces of the suction-side blade wall 20 and to the Inner surface of the pressure-side blade wall 18 are soldered or welded.

Anstelle des nachträglichen Einbaus der Einsatzbauteile 36 ist es auch möglich, diese bereits mit dem Guss des Schaufelblatts 16 herzustellen. Dazu ist ein in FIG 3 gezeigter erfindungsgemäßer Gusskern 50 erforderlich, welcher im Wesentlichen stabförmig ausgebildet ist und mehrere aufeinander folgende Abschnitte 52, 54, 56, 68 aufweist. Jeder dieser Abschnitte 52, 54, 56, 58 weist entlang seiner Erstreckung einen gleichbleibenden Querschnitt oder eine sich zumindest nur geringfügig stetig sich verändernden Querschnitt auf, wobei der Gusskern 50 zwischen zwei derartigen Abschnitten 52, 54, 56, 58 einen weiteren Abschnitt 60 mit im Vergleich dazu wesentlich verringertem Querschnitt aufweist. Dabei beträgt die Querschnittsfläche des verringerten Querschnitts 60 maximal 90% der Querschnittsfläche der Abschnitte 52, 54, 56, 58 mit gleichbleibendem Querschnitt bzw. mit sich stetig verringerndem Querschnitt. Der Übergang zwischen den Abschnitten 52, 54 und Abschnitt 60 erfolgt jeweils mittels einer Stufe, wobei im dargestellten Beispiel drei weitere Abschnitte 60 mit verringertem Querschnitt vorgesehen sind. Es können auch mehr oder weniger Abschnitte 60 mit verringertem Querschnitt vorgesehen sein. Wenn ein weiterer Abschnitt 60 eine besonders kleine Querschnittsfläche aufweist, erhöht dies weiter die Festigkeit, wobei dann noch der dadurch verbleibende Trennsteg 36 bei Bedarf einfach verändert werden kann.Instead of retrofitting the inserts 36, it is also possible to make them already with the casting of the vane 16. This is an in FIG. 3 shown inventive casting core 50 is required, which is formed substantially rod-shaped and has a plurality of successive sections 52, 54, 56, 68. Each of these sections 52, 54, 56, 58 has along its extent a constant cross-section or at least only slightly continuously changing cross-section, wherein the casting core 50 between two such sections 52, 54, 56, 58 another section 60 with in Compared to having significantly reduced cross-section. In this case, the cross-sectional area of the reduced cross-section 60 is at most 90% of the cross-sectional area of the sections 52, 54, 56, 58 with a constant cross section or with a continuously decreasing cross section. The transition between the sections 52, 54 and section 60 is effected in each case by means of a step, wherein in the illustrated example, three further sections 60 are provided with reduced cross-section. There may also be more or fewer sections 60 of reduced cross-section. If another section 60 has a particularly small cross-sectional area, this further increases the strength, in which case the remaining separating web 36 can be easily changed if necessary.

Prinzipiell ist der Gusskern 50 dabei so ausgebildet, dass die durch die Abschnitte 52, 54, 56, 58 mit verringertem Querschnitt an einer derartigen Position liegen, dass diese Trennwände 36 hinterlassen, welche im Inneren des Hohlraums 24, 26, 28 eines Schaufelblatts 16 der Turbinenlaufschaufel 10 angeordnet eine besonders große Erhöhung der Steifigkeit hervorrufen.In principle, the casting core 50 is designed in such a way that the sections 52, 54, 56, 58 with a reduced cross-section lie in such a position that they do so Leave partitions 36, which in the interior of the cavity 24, 26, 28 of a blade 16 of the turbine blade 10 arranged cause a particularly large increase in rigidity.

Insgesamt wird mit der Erfindung eine Turbinenlaufschaufel 10 für eine Gasturbine angegeben, die ein hohles Schaufelblatt 16 aufweist, in der zur Anpassung der Turbinenlaufschaufel 10 an neue Betriebsanforderungen zumindest ein Mittel 38 angeordnet ist, wobei das Mittel 38 hauptsächlich zur Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel 10 und/oder zur Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts 16 dient. Gleichzeitig wird mit der Erfindung ein Verfahren angegeben, mittels dem nach dem Herstellen des Schaufelblatts 16 ein Einsatzbauteil 36 in dessen Hohlraum 24, 26, 28 befestigt wird, wobei dessen Anordnung hauptsächlich der Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel 10 und/oder der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts 16 dient. Sofern nach dem Einbau des Einbauteils 36 eine weitere Änderung der Frequenzeigenschaft der Turbinenlaufschaufel 10 erforderlich ist, kann beispielsweise der Durchmesser der Öffnung 40 im Trennsteg 36 beispielsweise durch Bohren vergrößert werden. Hierbei ist lediglich darauf zu achten, dass durch die damit einhergehende Reduzierung der Masse der Turbinenlaufschaufel nicht eine zu große Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts 16 herbeigeführt wird.Overall, the invention provides a turbine blade 10 for a gas turbine having a hollow airfoil 16 in which at least one means 38 is arranged to adapt the turbine blade 10 to new operating requirements, the means 38 primarily for changing the natural frequency of the turbine blade 10 and / or for changing the rigidity of the blade 16 is used. At the same time, the invention provides a method by means of which, after the manufacture of the blade 16, an insert component 36 is fastened in its cavity 24, 26, 28, the arrangement of which is primarily the change in the natural frequency of the turbine blade 10 and / or the change in the rigidity of the blade Blade 16 is used. If a further change in the frequency characteristic of the turbine blade 10 is required after installation of the fitting 36, for example, the diameter of the opening 40 in the separating web 36 can be increased, for example, by drilling. It is only necessary to ensure that the concomitant reduction in the mass of the turbine blade does not cause too great a change in the rigidity of the blade 16.

Zudem kann ein besonders einfach ausgebildeter Gusskern 50 angegeben werden, durch welchen eine erfindungsgemäße Turbinenlaufschaufel 10 besonders preiswert herstellbar ist.In addition, a particularly simple trained casting core 50 can be specified, through which a turbine blade 10 according to the invention can be produced particularly inexpensively.

Claims (14)

Turbinenlaufschaufel (10) für eine Gasturbine,
mit einer Plattform (14) und einem daran quer angeordneten Schaufelblatt (16) umfassend eine druckseitige Schaufelblattwand (18) und eine saugseitige Schaufelblattwand (20), welche Schaufelblattwände (18, 20) zumindest einen im Inneren des Schaufelblatts (16) angeordneten Hohlraum (24, 26, 28) teilweise begrenzen,
dadurch gekennzeichnet, dass
in zumindest einem Hohlraum (24, 28, 26) zumindest ein Mittel (38) angeordnet ist,
wobei dessen Anordnung hauptsächlich der Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel (10) und/oder der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts (16) dient.Turbine blade (10) for a gas turbine,
comprising a platform (14) and an airfoil (16) arranged transversely thereon, comprising a pressure-side airfoil wall (18) and a suction-side airfoil wall (20), which airfoil walls (18, 20) at least one cavity (24) arranged in the interior of the airfoil (16) , 26, 28) partially limit,
characterized in that
in at least one cavity (24, 28, 26) at least one means (38) is arranged,
the arrangement of which is mainly for changing the natural frequency of the turbine blade (10) and / or changing the rigidity of the blade (16). Turbinenlaufschaufel (10) nach Anspruch 1,
bei der das betreffende Mittel (38) als vom Schaufelblatt (16) separat gefertigtes Einsatzbauteil (36) ausgebildet ist.A turbine blade (10) according to claim 1,
in which the relevant means (38) is designed as an insert component (36) manufactured separately from the airfoil (16). Turbinenlaufschaufel (10) nach Anspruch 1,
bei der das betreffende Mittel ein integraler Bestandteil des Schaufelblatts (16) ist.A turbine blade (10) according to claim 1,
in which the agent in question is an integral part of the airfoil (16). Turbinenlaufschaufel (10) nach Anspruch 1, 2 oder 3,
bei der das Schaufelblatt (16) mittels zumindest einer Rippe (32, 34) in mehrere Hohlräume (24, 26, 28) unterteilt ist,
welche Rippe (32, 34) sich jeweils von der saugseitigen Schaufelblattwand (20) zur druckseitigen Schaufelblattwand (18), von einem Fußbereich (12) der Turbinenlaufschaufel (10) zu einem Schaufelblattspitzenbereich (30) erstreckt.A turbine blade (10) according to claim 1, 2 or 3,
in which the airfoil (16) is divided into a plurality of cavities (24, 26, 28) by means of at least one rib (32, 34),
which rib (32, 34) extends from the suction-side airfoil wall (20) to the pressure-side airfoil wall (18), from a foot region (12) of the turbine blade (10) to an airfoil tip region (30). Turbinenlaufschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der das Mittel (38) als annähernd parallel zur Plattform (14) angeordnete Trennwand (36) mit zumindest einer Öffnung (40) ausgebildet ist.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
in which the means (38) is designed as a partition wall (36) arranged approximately parallel to the platform (14) and having at least one opening (40). Turbinenlaufschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der der betreffende Hohlraum (22, 24, 26) schaufelblattspitzenseitig offen ist.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
in which the relevant cavity (22, 24, 26) is open on the blade tip side. Verfahren zum Herstellen einer Turbinenlaufschaufel (10) mit einem hohlen Schaufelblatt (16),
bei dem nach dem Herstellen des Schaufelblatts (16) ein Einsatzbauteil (36) in dessen Hohlraum (22, 24, 26) befestigt wird,
wobei dessen Anordnung hauptsächlich der Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel (10) und/oder der Änderung der Steifigkeit des Schaufelblatts (16) dient.A method of manufacturing a turbine blade (10) having a hollow airfoil (16),
in which an insert component (36) is fastened in the cavity (22, 24, 26) after production of the blade (16),
the arrangement of which is mainly for changing the natural frequency of the turbine blade (10) and / or changing the rigidity of the blade (16). Verfahren nach Anspruch 7,
bei dem nach der Befestigung des Einsatzbauteils (36) zur weiteren Änderung der Eigenfrequenz der Turbinenlaufschaufel (10) das Einsatzbauteil (36) in seiner Kontur verändert wird.Method according to claim 7,
in which the insert component (36) is changed in its contour after the fastening of the insert component (36) to further change the natural frequency of the turbine blade (10). Verfahren nach Anspruch 8,
bei dem die Konturveränderung mittels eines spanenden Verfahrens erfolgt.Method according to claim 8,
in which the contour change takes place by means of a cutting process. Gusskern (50) für eine Gießvorrichtung zum Herstellen
einer Turbinenlaufschaufel (10) nach einen der Ansprüche 3 bis 6,
welcher im Wesentlichen stabförmig mit mehreren aufeinander folgenden Abschnitten (52, 54, 56, 58) ausgebildet ist, die entlang ihrer Erstreckung einen gleichbleibenden Querschnitt oder einen sich stetig verändernden Querschnitt aufweisen,
wobei der Gusskern (50) zwischen zwei derartigen Abschnitten (52, 54, 56, 58) einen weiteren Abschnitt (60) mit im Vergleich dazu wesentlich verringertem Querschnitt aufweist.Casting core (50) for a casting device for manufacturing
A turbine blade (10) according to any one of claims 3 to 6,
which is substantially rod-shaped with a plurality of successive sections (52, 54, 56, 58) which have a constant cross section or a continuously changing cross section along their extension,
wherein the casting core (50) between two such sections (52, 54, 56, 58) has a further section (60) with a substantially reduced cross-section compared to this. Gusskern (50) nach Anspruch 10,
dessen weiterer Abschnitt (60) maximal eine Querschnittsfläche von 90% der Querschnittsfläche der zu ihm unmittelbar benachbarten Abschnitte (52, 54, 56, 58) mit gleichbleibendem Querschnitt bzw. mit sich stetig veränderndem Querschnitt aufweist.Cast core (50) according to claim 10,
whose further section (60) has a maximum cross-sectional area of 90% of the cross-sectional area of the sections (52, 54, 56, 58) immediately adjacent to it with a constant cross section or with a continuously changing cross section. Gusskern (50) nach Anspruch 10 oder 11,
mit einem gestuften Übergang zwischen dem weiteren Abschnitt (60) und dem dazu unmittelbar benachbarten Abschnitt (52, 54, 56, 58) mit gleichbleibendem Querschnitt bzw. mit sich stetig veränderndem Querschnitt.Cast core (50) according to claim 10 or 11,
with a stepped transition between the further section (60) and the directly adjacent section (52, 54, 56, 58) with a constant cross section or with a continuously changing cross section. Gusskern (50) nach Anspruch 10, 11 oder 12,
mit zwei oder mehr weiteren Abschnitten (60) mit wesentlich verringertem Querschnitt.Cast core (50) according to claim 10, 11 or 12,
with two or more further sections (60) of substantially reduced cross-section. Gusskern (50) nach einem der Ansprüche 10 bis 13,
bei dem jeder weiterer Abschnitt (60) derartig am Gusskern (50) angeordnet ist, dass dieser bei einer mit diesem Gusskern (50) gefertigten Turbinenlaufschaufel (10) eine Trennwand (36) hinterlässt, welche im Hohlraum (24, 26, 28) eines Schaufelblatts (16) der Turbinenlaufschaufel (10) angeordnet ist.Cast core (50) according to one of claims 10 to 13,
in which each further section (60) is arranged on the casting core (50) such that it leaves a partition wall (36) in a cavity (24, 26, 28) of a turbine blade (10) made with this casting core (50) Blade (16) of the turbine blade (10) is arranged.
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