EP2990598A1 - Turbine blade and turbine - Google Patents

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EP2990598A1
EP2990598A1 EP14182462.3A EP14182462A EP2990598A1 EP 2990598 A1 EP2990598 A1 EP 2990598A1 EP 14182462 A EP14182462 A EP 14182462A EP 2990598 A1 EP2990598 A1 EP 2990598A1
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EP
European Patent Office
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turbine blade
turbine
material recess
blade
wall
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP14182462.3A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Nihal Kurt
Radan RADULOVIC
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
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Priority to PCT/EP2015/069615 priority patent/WO2016030449A1/en
Priority to EP15756631.6A priority patent/EP3158168B1/en
Priority to US15/504,361 priority patent/US20170234136A1/en
Priority to CN201580045956.6A priority patent/CN106795770B/en
Publication of EP2990598A1 publication Critical patent/EP2990598A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current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
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/94—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF]
    • F05D2260/941—Functionality given by mechanical stress related aspects such as low cycle fatigue [LCF] of high cycle fatigue [HCF] particularly aimed at mechanical or thermal stress reduction

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade with an internally cooled turbine blade in which a cavity is divided by rib elements in at least one coolant-carrying cooling channel.
  • the invention further relates to a turbine, in particular a gas turbine, with at least one turbine stage comprising a plurality of turbine blades.
  • a turbine blade of this type is equipped with an internally cooled turbine blade in order to withstand even high temperatures prevailing in the turbine, especially in a hot gas turbine, thermally and mechanically.
  • the turbine blades are often thermally and mechanically loaded higher, in which case it hardly plays a role, whether it is the turbine blade to a vane or a blade of the turbine.
  • an internally cooled turbine blade has a cavity through which a cooling medium can be passed.
  • a fin element or a plurality of rib elements is often additionally arranged to form in the cavity at least one cooling channel with an often meandering cooling channel profile.
  • both a front side wall and a corresponding rear wall of the turbine airfoil may be thermo-mechanically highly stressed in the region of a fin member stiffening the turbine airfoil be.
  • partially critical states of stress can be set on the turbine blade, whereby the turbine blade is exposed to particularly disadvantageous loading conditions in some areas, which there can lead to faster material fatigue over time.
  • the transition regions between the rib element and the front or the rear side wall of the turbine blade leaf are to be mentioned in particular.
  • the object of the invention is achieved by a turbine blade with an internally cooled turbine blade in which a cavity is divided by rib elements in at least one coolant-carrying cooling channel, wherein a arranged next to at least one of the rib members on a turbine blade wall material recess is configured such that within the turbine blade leaf voltages can be reduced in a surrounding region of the at least one rib element.
  • the turbine blade on the front side or the back side itself, but also in the rib element, can be used especially in transition areas between the rib element and the outer walls, ie the front or rear side walls per se, especially thermo-mechanically induced stresses are significantly reduced, whereby a material fatigue in this critical areas can be correspondingly well delayed.
  • thermo-mechanical stresses caused by temperature differences between the suction side and the pressure side of the turbine airfoil can be significantly reduced in critical areas of the turbine airfoil.
  • the present material recess is designed such that it enables an improved stress distribution within the rib element, in transition areas between the actual rib element and the front side wall of the turbine blade leaf and / or the rear wall of the turbine blade leaf, but also in the actual outer walls of the turbine blade leaf.
  • a stress reduction of at least 10% or preferably of more than 20% or 25% can be achieved, in particular in critical surrounding areas or regions around the fin element end.
  • the term “material fatigue” particularly includes fatigue cracking, which is caused especially by thermo-mechanical fatigue of the airfoil material.
  • LCF fatigue low cycle fatigue
  • low-load cycle fatigue ie short-term or low-load cycle fatigue
  • the possible number of load cycles can be increased by more than twice, in particular by more than three times, the previous usual number of load cycles.
  • the number of load changes that can be achieved can be considerably increased, and thus, in particular, the risk of premature LCF fatigue can be significantly reduced, if according to the invention a corresponding material recess is provided in the surrounding area of the rib element. It has been shown that by the material recess according to the invention a related LCF life expectancy of a turbine blade can be significantly increased.
  • a preferred embodiment provides that the material recess is arranged in an environmental region of a rib element end that ends free in the cooling channel. Specifically, in an environmental region of a fin element end that terminates exposed in a turbine blade airfoil, increased and / or increased thermo-mechanical stresses may occur and cause faster material fatigue there.
  • a particularly preferred embodiment provides that the material recess is arranged axially in front of a head side of a free end in the cooling channel fin element end on a turbine blade leaf wall. Especially in a region axially in front of the fin element end, which also formulates an inner curve boundary of the cooling channel, higher critical stress states can occur, which then promote early material fatigue there.
  • thermo-mechanical stresses occurring there, in particular in the turbine blade can be reduced more favorably.
  • the material recess may be located at different distances away from the fin member, particularly from the fin member end, especially with respect to different designs of different turbine blades.
  • the material recess is arranged less than 30 mm or less than 20 mm, preferably less than 10 mm, spaced from the fin element on a turbine blade leaf wall.
  • the material recess can hereby reach as far as the rib element or even be worked into the rib element.
  • the rib element may have the material recess at least partially.
  • the material recess is preferably arranged more than 1 mm or 5 mm away from the rib element.
  • the material recess is configured as at least a partial wall thickness reduction of a turbine blade leaf wall.
  • the material recess is designed shell-shaped.
  • the present material recess is arranged, for example, as a concave dent in the turbine blade outer wall.
  • the material recess can be designed differently. It is particularly advantageous if the material recess is designed as at least one concave cavity on a turbine blade leaf wall. A concavely shaped cavity has very little, if any, aerodynamic effect on the turbine bucket blade.
  • the material recess is configured on the inside of a turbine blade leaf wall. Specifically, by means of a concave material recess thermo-mechanical stresses can be advantageously redirected in the surrounding region of the rib member, in particular within the turbine blade outer wall. In addition, at least one material recess which is provided on the inner side of the turbine blade outer wall facing the cavity or the cooling channel becomes fluidically noticeable.
  • the material recess is arranged on the rear wall of the turbine blade. It is understood that the present material recess can be produced with different geometrical base shapes.
  • the material recess has a circular or oval base surface shape.
  • differently configured base shapes may be advantageous.
  • the material recess has a straight elongated or a curved elongated base surface shape.
  • the material recess may also have a base surface shape combined therewith or an entirely different base surface shape.
  • the material recess is characterized by a trough-shaped or cup-shaped recess made on the inside of the turbine blade outer wall.
  • the turning region of the coolant channel in this case corresponds to a curve of the meandering cooling channel profile of the coolant channel.
  • the object of the invention is also achieved by a turbine, in particular a gas turbine, with at least one turbine stage comprising a plurality of turbine blades, wherein the at least one turbine stage with a plurality of turbine blades and / or turbine vanes according to a turbine blade according to one of the features described herein.
  • a turbine whose turbine blades are less affected or endangered by material fatigue can not only operate more reliable and low-maintenance, but also has a total of a longer life, and thus can be operated more economically.
  • each at least partially shown turbine blade 1 is a blade 2 of a hot gas turbine, not shown here.
  • the turbine blade 1 has an internally cooled turbine blade 3, in which case the inside 4 of the front side wall 5 of the turbine blade 3 is shown (FIG. 1).
  • a leading edge portion 6 of the turbine blade 3 is located on the right hand a leading edge portion 6 of the turbine blade 3.
  • Left hand is accordingly a trailing edge region 7 of the turbine blade 3, at which a plurality of cooling air outlet holes 8 (only exemplified) are present.
  • the trailing edge region 7 is particularly in the FIG. 2 only partially shown.
  • the turbine blade 3 has a cavity 10, wherein in the present case, this cavity 10 is only partially illustrated by the inside 4 with respect to FIG.
  • rib elements 11 and 12 there are two rib elements 11 and 12 in the cavity 10, by means of which a multiply wound cooling channel 13 with a meandering cooling channel course inside the cavity 10 is configured.
  • cooling air can be passed as coolant through the turbine blade 3 in order to cool it from the inside.
  • cooling channel 13 flows from a foot area and thus from the direction of an opening 14 (see only FIG. 2 ) of a turbine blade root 15 coming cooling air substantially directly to the leading edge region 6 facing first cooling channel portion 16 and the rear edge region 7 facing another cooling channel portion 17th
  • the meandering cooling channel course of the coiled cooling channel 13 is configured, at least in the region of the partial view shown, in particular by the two rib elements 11 and 12, whereby the first rib element 11 spatially separates the two cooling channel sections 16 and 17.
  • the first rib element 11 terminates freely in the cooling channel 13 with its rib element end 24 defined by its head side 23, specifically in the turning region 19.
  • thermo-mechanical stress states in particular in the transition areas between the first rib element 11 and the front side wall 5 of the turbine blade 3 and / or the rear side wall of the turbine blade 3, which may cause increased material fatigue there.
  • a material recess 29 is formed on the inner side 4 in order to achieve an advantageous stress reduction in this surrounding region 28 of the rib element end 24.
  • the material recess 29 is arranged at a distance of less than 10 mm from the head side 23 axially in front of the rib element end 24.
  • the material recess 29 is designed as a concave, trough-shaped cavity 30 with a substantially oval base surface (not explicitly numbered) on the inside 4 of the front side wall 5 of the turbine blade 3.
  • the material recess 29 also embodies a partial wall thickness reduction on the front side wall 5 of the turbine blade 3.
  • reinforcing and guide rib elements 37 (numbered only by way of example) and reinforcing web elements 38 (numbered only by way of example), which additionally stabilize the turbine blade 3 in the thinner trailing edge region 7.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (1) mit einem innengekühlten Turbinenschaufelblatt (3), in welchem ein Hohlraum (10) durch Rippenelemente (11, 12) in wenigstens einen Kühlmittel (14) führenden Kühlkanal (13) unterteilt ist, wobei eine neben wenigstens einem der Rippenelemente (11, 12) an einer Turbinenschaufelblattwand (5) angeordnete Materialausnehmung (29) derart ausgestaltet ist, dass innerhalb des Turbinenschaufelblatts (3) auftretende Spannungen in einem Umgebungsbereich (28) des wenigstens einen Rippenelements (11, 12) reduzierbar sind.The invention relates to a turbine blade (1) with an internally cooled turbine blade (3), in which a cavity (10) is divided by rib elements (11, 12) into a cooling channel (13) leading into at least one coolant (14), one adjacent at least one the rib elements (11, 12) on a turbine blade blade wall (5) arranged Materialausnehmung (29) is configured such that within the turbine blade (3) occurring stresses in a surrounding region (28) of the at least one rib member (11, 12) are reducible.

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel mit einem innengekühlten Turbinenschaufelblatt, in welchem ein Hohlraum durch Rippenelemente in wenigstens einen Kühlmittel führenden Kühlkanal unterteilt ist.The invention relates to a turbine blade with an internally cooled turbine blade in which a cavity is divided by rib elements in at least one coolant-carrying cooling channel.

Die Erfindung betrifft des Weiteren eine Turbine, insbesondere eine Gasturbine, mit zumindest einer Turbinenstufe umfassend eine Vielzahl an Turbinenschaufeln.The invention further relates to a turbine, in particular a gas turbine, with at least one turbine stage comprising a plurality of turbine blades.

Gattungsgemäße Turbinenschaufeln sowie Turbinen und Gasturbinen sind aus dem Stand der Technik bereits gut bekannt.Generic turbine blades as well as turbines and gas turbines are already well known from the prior art.

Oftmals ist eine diesbezügliche Turbinenschaufel mit einem innengekühlten Turbinenschaufelblatt ausgerüstet, um selbst hohen in der Turbine, insbesondere in einer Heißgasturbine, vorherrschenden Temperaturen thermisch und mechanisch standhalten zu können. Gerade in Heißgasturbinen sind die Turbinenschaufeln oftmals thermisch und mechanisch höher belastet, wobei es hierbei kaum eine Rolle spielt, ob es sich bei der Turbinenschaufel um eine Leitschaufel oder um eine Laufschaufel der Turbine handelt. Um eine verbesserte Kühlung der Turbinenschaufel zu ermöglichen, besitzt ein derartiges innengekühltes Turbinenschaufelblatt einen Hohlraum, durch welchen ein Kühlmedium hindurch geleitet werden kann. In diesem Hohlraum ist oftmals zusätzlich noch ein Rippenelement oder eine Vielzahl an Rippenelementen angeordnet, um in dem Hohlraum wenigstens einen Kühlkanal mit einem oftmals mäandrierenden Kühlkanalverlauf auszubilden. Insbesondere wenn die Vorderseitenfläche des Turbinenschaufelblatts und die Rückseitenfläche des Turbinenschaufelblatts thermisch weniger gut ausbalanciert sind, können sowohl eine diesbezügliche Vorderseitenwand als auch eine entsprechende Rückseitenwand des Turbinenschaufelblatts im Bereich eines das Turbinenschaufelblatt aussteifenden Rippenelements thermo-mechanisch hoch belastet sein. Hierdurch können sich an dem Turbinenschaufelblatt partiell kritische Spannungszustände einstellen, wodurch die Turbinenschaufel in manchen Gebieten besonders nachteiligen Belastungszuständen ausgesetzt ist, welche dort im Laufe der Zeit zu einer rascheren Materialermüdung führen können. Hierbei sind insbesondere auch die Übergangsbereiche zwischen dem Rippenelement und der Vorder- bzw. der Rückseitenwand des Turbinenschaufelblatts zu nennen.Often, a turbine blade of this type is equipped with an internally cooled turbine blade in order to withstand even high temperatures prevailing in the turbine, especially in a hot gas turbine, thermally and mechanically. Especially in hot gas turbines, the turbine blades are often thermally and mechanically loaded higher, in which case it hardly plays a role, whether it is the turbine blade to a vane or a blade of the turbine. In order to enable improved cooling of the turbine blade, such an internally cooled turbine blade has a cavity through which a cooling medium can be passed. In this cavity, a fin element or a plurality of rib elements is often additionally arranged to form in the cavity at least one cooling channel with an often meandering cooling channel profile. In particular, if the front face of the turbine airfoil and the rear face of the turbine airfoil are less thermally balanced, both a front side wall and a corresponding rear wall of the turbine airfoil may be thermo-mechanically highly stressed in the region of a fin member stiffening the turbine airfoil be. As a result, partially critical states of stress can be set on the turbine blade, whereby the turbine blade is exposed to particularly disadvantageous loading conditions in some areas, which there can lead to faster material fatigue over time. In this case, the transition regions between the rib element and the front or the rear side wall of the turbine blade leaf are to be mentioned in particular.

Es ist Aufgabe der Erfindung, gattungsgemäße Turbinenschaufeln weiterzuentwickeln, um zumindest die vorstehend genannten Nachteile zu überwinden.It is an object of the invention to develop generic turbine blades to overcome at least the disadvantages mentioned above.

Die Aufgabe der Erfindung wird von einer Turbinenschaufel mit einem innengekühlten Turbinenschaufelblatt gelöst, in welchem ein Hohlraum durch Rippenelemente in wenigstens einen Kühlmittel führenden Kühlkanal unterteilt ist, wobei eine neben wenigstens einem der Rippenelemente an einer Turbinenschaufelblattwand angeordnete Materialausnehmung derart ausgestaltet ist, dass innerhalb des Turbinenschaufelblatts Spannungen in einem Umgebungsbereich des wenigstens einen Rippenelements reduzierbar sind.The object of the invention is achieved by a turbine blade with an internally cooled turbine blade in which a cavity is divided by rib elements in at least one coolant-carrying cooling channel, wherein a arranged next to at least one of the rib members on a turbine blade wall material recess is configured such that within the turbine blade leaf voltages can be reduced in a surrounding region of the at least one rib element.

Durch die erfindungsgemäße gezielte Reduzierung bzw. Einsparung an Material in einem Umgebungsbereich des Rippenelements können speziell in Übergangsbereichen zwischen dem Rippenelement und den Außenwänden, also den Vorder- bzw. Rückseitenwänden, der Turbinenschaufel, an der Vorderseite oder der Rückseite selbst, aber auch in dem Rippenelement an sich, speziell thermo-mechanisch verursachte Spannungen signifikant reduziert werden, wodurch eine Materialermüdung in diesbezüglich kritischen Gebieten entsprechend gut verzögert werden kann.As a result of the targeted reduction or saving of material in an environmental region of the rib element according to the invention, the turbine blade, on the front side or the back side itself, but also in the rib element, can be used especially in transition areas between the rib element and the outer walls, ie the front or rear side walls per se, especially thermo-mechanically induced stresses are significantly reduced, whereby a material fatigue in this critical areas can be correspondingly well delayed.

Insbesondere können durch Temperaturunterschiede zwischen der Saugseite und der Druckseite des Turbinenschaufelblatts hervorgerufene thermo-mechanische Spannungen signifikant in kritischen Gebieten des Turbinenschaufelblatts reduziert werden.In particular, thermo-mechanical stresses caused by temperature differences between the suction side and the pressure side of the turbine airfoil can be significantly reduced in critical areas of the turbine airfoil.

Es versteht sich, dass vorliegend nicht nur eine einzelne Materialausnehmung sondern mehrere Materialausnehmungen in der Umgebung des Rippenelements an einer der Schaufelblattaußenwandungen angeordnet sein können, um einer Materialermüdung besser entgegenzuwirken.It is understood that in the present case not only a single material cutout but a plurality of material cutouts in the vicinity of the rib element can be arranged on one of the blade leaf outer walls in order to better counteract material fatigue.

Vorteilhafterweise ist die vorliegende Materialausnehmung derart ausgestaltet, dass sie eine verbesserte Spannungsverteilung innerhalb des Rippenelements, in Übergangsbereichen zwischen dem eigentlichen Rippenelement und der Vorderseitenwand des Turbinenschaufelblatts und/oder der Rückseitenwand des Turbinenschaufelblatts, aber auch in den eigentlichen Außenwänden des Turbinenschaufelblatts ermöglichen. Hierdurch kann insbesondere in kritischen Umgebungsbereichen bzw. Gebieten um das Rippenelementende herum eine Spannungsreduzierung von mindestens 10% oder vorzugsweise von mehr als 20% oder 25% erzielt werden.Advantageously, the present material recess is designed such that it enables an improved stress distribution within the rib element, in transition areas between the actual rib element and the front side wall of the turbine blade leaf and / or the rear wall of the turbine blade leaf, but also in the actual outer walls of the turbine blade leaf. As a result, a stress reduction of at least 10% or preferably of more than 20% or 25% can be achieved, in particular in critical surrounding areas or regions around the fin element end.

Mit dem Begriff "Materialermüdung" ist im Sinne der Erfindung insbesondere eine Ermüdungsrissbildung erfasst, welche speziell durch eine thermo-mechanische Ermüdung des Schaufelblattmaterials hervorgerufen wird.For the purposes of the invention, the term "material fatigue" particularly includes fatigue cracking, which is caused especially by thermo-mechanical fatigue of the airfoil material.

In diesem Zusammenhang ist insbesondere die LCF-Ermüdung (Low Cycle Fatigue), also die Kurzzeit- oder Niedriglastwechselermüdung, hinsichtlich einer niedrigen Lastwechselzahl zu nennen. Vorliegend kann die mögliche Lastwechselzahl um mehr als das zweifache, insbesondere um mehr als das dreifache, bisheriger üblicher Lastwechselzahlen erhöht werden.In this context, in particular LCF fatigue (low cycle fatigue), ie short-term or low-load cycle fatigue, should be mentioned in terms of a low load cycle number. In the present case, the possible number of load cycles can be increased by more than twice, in particular by more than three times, the previous usual number of load cycles.

Jedenfalls kann die Anzahl der erzielbaren Lastwechsel erheblich erhöht und damit speziell die Gefahr einer vorzeitigen LCF-Ermüdung signifikant gesenkt werden, wenn in dem Umgebungsbereich des Rippenelements erfindungsgemäß eine entsprechende Materialausnehmung vorgesehen ist. Es hat sich gezeigt, dass durch die erfindungsgemäße Materialausnehmung eine diesbezügliche LCF-Lebenserwartung einer Turbinenschaufel signifikant gesteigert werden kann.In any case, the number of load changes that can be achieved can be considerably increased, and thus, in particular, the risk of premature LCF fatigue can be significantly reduced, if according to the invention a corresponding material recess is provided in the surrounding area of the rib element. It has been shown that by the material recess according to the invention a related LCF life expectancy of a turbine blade can be significantly increased.

Eine bevorzugte Ausführungsvariante sieht vor, dass die Materialausnehmung in einem Umgebungsbereich eines frei in dem Kühlkanal endenden Rippenelementendes angeordnet ist. Speziell in einem Umgebungsbereich eines Rippenelementendes, welches freiliegend in einem Turbinenschaufelblatthohlraum endet, können vermehrt und/oder erhöhte thermo-mechanische Spannungen auftreten und dort eine raschere Materialermüdung verursachen.A preferred embodiment provides that the material recess is arranged in an environmental region of a rib element end that ends free in the cooling channel. Specifically, in an environmental region of a fin element end that terminates exposed in a turbine blade airfoil, increased and / or increased thermo-mechanical stresses may occur and cause faster material fatigue there.

Eine besonders bevorzugte Ausführungsvariante sieht vor, dass die Materialausnehmung axial vor einer Kopfseite eines in dem Kühlkanal frei endenden Rippenelementendes an einer Turbinenschaufelblattwand angeordnet ist. Speziell in einem Bereich axial vor dem Rippenelementende, welches auch eine Innenkurvenbegrenzung des Kühlkanals formuliert, können sich höhere kritische Spannungszustände einstellen, welche dort dann eine frühzeitige Materialermüdung begünstigen.A particularly preferred embodiment provides that the material recess is arranged axially in front of a head side of a free end in the cooling channel fin element end on a turbine blade leaf wall. Especially in a region axially in front of the fin element end, which also formulates an inner curve boundary of the cooling channel, higher critical stress states can occur, which then promote early material fatigue there.

Ist die Materialausnehmung axial vor der Kopfseite des Rippenelementendes platziert, lassen sich dort insbesondere in dem Turbinenschaufelblatt auftretende thermo-mechanische Spannungen günstiger reduzieren.If the material recess is placed axially in front of the head side of the fin element end, thermo-mechanical stresses occurring there, in particular in the turbine blade, can be reduced more favorably.

Es versteht sich, dass die Materialausnehmung in unterschiedlichen Abständen entfernt von dem Rippenelement, insbesondere von dem Rippenelementende, angeordnet sein kann, speziell im Hinblick auf unterschiedliche Designs verschiedener Turbinenschaufeln. Um Spannungen innerhalb des Turbinenschaufelblatts hinsichtlich einer Vermeidung einer schnellen Materialermüdung günstig leiten zu können, ist es besonders vorteilhaft, wenn die Materialausnehmung weniger als 30 mm oder weniger als 20 mm, vorzugsweise weniger als 10 mm, von dem Rippenelement beabstandet an einer Turbinenschaufelblattwand angeordnet ist.It will be appreciated that the material recess may be located at different distances away from the fin member, particularly from the fin member end, especially with respect to different designs of different turbine blades. In order to be able to conduct stresses within the turbine blade so as to avoid rapid material fatigue, it is particularly advantageous if the material recess is arranged less than 30 mm or less than 20 mm, preferably less than 10 mm, spaced from the fin element on a turbine blade leaf wall.

Die Materialausnehmung kann hierbei bis an das Rippenelement heranreichen oder sogar bis in das Rippenelement hinein gearbeitet sein. Bei letzterer Version kann das Rippenelement die Materialausnehmung zumindest teilweise aufweisen. Bevorzugt ist die Materialausnehmung jedoch mehr als 1 mm oder als 5 mm von dem Rippenelement entfernt angeordnet.The material recess can hereby reach as far as the rib element or even be worked into the rib element. In the latter version, the rib element may have the material recess at least partially. However, the material recess is preferably arranged more than 1 mm or 5 mm away from the rib element.

Bevorzugt ist die Materialausnehmung als wenigstens eine partielle Wandstärkenreduzierung einer Turbinenschaufelblattwand ausgestaltet. Beispielsweise ist die Materialausnehmung schalenförmig ausgestaltet.Preferably, the material recess is configured as at least a partial wall thickness reduction of a turbine blade leaf wall. For example, the material recess is designed shell-shaped.

Insofern ist es vorteilhaft, wenn die vorliegende Materialausnehmung beispielsweise als konkave Delle in der Turbinenschaufelblattaußenwand angeordnet ist.In this respect, it is advantageous if the present material recess is arranged, for example, as a concave dent in the turbine blade outer wall.

Wie vorstehend bereits angedeutet kann die Materialausnehmung unterschiedlich konstruiert sein. Besonders vorteilhaft ist es, wenn die Materialausnehmung als wenigstens eine konkave Aushöhlung an einer Turbinenschaufelblattwand ausgestaltet ist. Eine konkav ausgeformte Aushöhlung beeinflusst die Aerodynamik an dem Turbinenschaufelblatt, wenn überhaupt, nur sehr gering.As already indicated above, the material recess can be designed differently. It is particularly advantageous if the material recess is designed as at least one concave cavity on a turbine blade leaf wall. A concavely shaped cavity has very little, if any, aerodynamic effect on the turbine bucket blade.

Darüber hinaus ist es vorteilhaft, wenn die Materialausnehmung an der Innenseite einer Turbinenschaufelblattwand ausgestaltet ist. Speziell mittels einer konkaven Materialausnehmung können thermo-mechanische Spannungen im Umgebungsbereich des Rippenelements insbesondere innerhalb der Turbinenschaufelblattaußenwand vorteilhaft umgeleitet werden. Zudem macht sich an einer dem Hohlraum bzw. dem Kühlkanal zugewandte Innerseite der Turbinenschaufelblattaußenwand vorgesehenen Materialausnehmung strömungstechnisch am wenigstens bemerkbar.Moreover, it is advantageous if the material recess is configured on the inside of a turbine blade leaf wall. Specifically, by means of a concave material recess thermo-mechanical stresses can be advantageously redirected in the surrounding region of the rib member, in particular within the turbine blade outer wall. In addition, at least one material recess which is provided on the inner side of the turbine blade outer wall facing the cavity or the cooling channel becomes fluidically noticeable.

Hinsichtlich der Temperaturverteilung an dem Turbinenschaufelblatt ist es zweckmäßig, wenn die Materialausnehmung an der Rückseitenwand des Turbinenschaufelblatts angeordnet ist. Es versteht sich, dass die vorliegende Materialausnehmung mit verschiedenen geometrischen Grundflächenformen erzeugt werden kann.With regard to the temperature distribution on the turbine blade, it is expedient if the material recess is arranged on the rear wall of the turbine blade. It is understood that the present material recess can be produced with different geometrical base shapes.

Vorteilhaft ist es, wenn die Materialausnehmung eine kreisrunde oder eine ovale Grundflächenform aufweist. Je nach Verlauf des Rippenelements innerhalb des Turbinenschaufelblatts können unterschiedlich ausgestaltete Grundflächenformen vorteilhaft sein.It is advantageous if the material recess has a circular or oval base surface shape. Depending on the course of the rib element within the turbine blade, differently configured base shapes may be advantageous.

Somit kann es alternativ vorteilhaft sein, wenn die Materialausnehmung eine gerade längliche oder eine gekrümmte längliche Grundflächenform aufweist.Thus, it may alternatively be advantageous if the material recess has a straight elongated or a curved elongated base surface shape.

Erscheint es hinsichtlich eines Rippenelementverlaufs und/oder eines Rippenquerschnitts oder dergleichen, oder einer Turbinenschaufelblattform zweckdienlich, kann die Materialausnehmung auch eine hieraus kombinierte Grundflächenform oder eine gänzlich andere Grundflächenform besitzen.If it appears expedient with regard to a rib element profile and / or a rib cross section or the like, or a turbine blade leaf shape, the material recess may also have a base surface shape combined therewith or an entirely different base surface shape.

Beispielsweise zeichnet sich die Materialausnehmung durch eine wannenförmig bzw. schalenförmig an die Innenseite der Turbinenschaufelblattaußenwand eingebrachte Einbuchtung aus.For example, the material recess is characterized by a trough-shaped or cup-shaped recess made on the inside of the turbine blade outer wall.

Da Gebiete des Turbinenschaufelblatts mit einer erhöhten Materialermüdungsgefahr speziell in einem Umgebungsbereich des in dem Kühlkanal frei endenden Rippenelementendes vorliegen, ist es vorteilhaft, wenn die vorliegende Materialausnehmung in einem Wendebereich des Kühlmittelkanals angeordnet ist.Since regions of the turbine blade with an increased risk of material fatigue are present especially in an environmental region of the fin element end which terminates freely in the cooling channel, it is advantageous if the present material recess is arranged in a turning region of the coolant channel.

Der Wendebereich des Kühlmittelkanals entspricht hierbei einer Kurve des mäandrierenden Kühlkanalverlaufs des Kühlmittelkanals.The turning region of the coolant channel in this case corresponds to a curve of the meandering cooling channel profile of the coolant channel.

Die Aufgabe der Erfindung wird auch von einer Turbine, insbesondere einer Gasturbine, mit zumindest einer Turbinenstufe umfassend eine Vielzahl an Turbinenschaufeln gelöst, wobei die zumindest eine Turbinenstufe mit einer Vielzahl an Turbinenlaufschaufeln und/oder Turbinenleitschaufeln gemäß einer Turbinenschaufel nach einem der hier beschriebenen Merkmale umfasst.The object of the invention is also achieved by a turbine, in particular a gas turbine, with at least one turbine stage comprising a plurality of turbine blades, wherein the at least one turbine stage with a plurality of turbine blades and / or turbine vanes according to a turbine blade according to one of the features described herein.

Eine Turbine, deren Turbinenschaufeln weniger durch Materialermüdungen belastet bzw. gefährdet sind, kann nicht nur betriebssicherer und wartungsärmer betrieben werden, sondern sie besitzt darüber hinaus insgesamt auch eine höhere Lebensdauer, und kann somit wirtschaftlicher betrieben werden.A turbine whose turbine blades are less affected or endangered by material fatigue can not only operate more reliable and low-maintenance, but also has a total of a longer life, and thus can be operated more economically.

Mithilfe der vorliegenden Materialausnehmung kann nicht nur die Lebenserwartung einer Turbinenschaufel erhöht werden, vielmehr sind an bestehenden Gusswerkzeuge zur Herstellung einer diesbezüglichen Turbinenschaufel nicht geringe konstruktive Änderungen erforderlich, um die erfindungsgemäße Turbinenschaufel herzustellen.Not only can the life expectancy of a turbine blade be increased with the aid of the present material cutout, but also considerable structural changes are required on existing casting tools for producing a relevant turbine blade in order to produce the turbine blade according to the invention.

Weitere Merkmale, Effekte und Vorteile vorliegender Erfindung werden anhand anliegender Zeichnung und nachfolgender Beschreibung erläutert, in welchen beispielhaft ein Turbinenschaufelblatt mit einer im Bereich eines Rippenelementendes eines innerhalb eines Kühlkanals befindlichen Rippenelements angeordneten Materialausnehmung dargestellt und beschrieben ist.Further features, effects and advantages of the present invention will be explained with reference to the appended drawing and the following description, in which a turbine blade is shown and described by way of example with a material recess arranged in the region of a rib element end of a rib element located within a cooling channel.

In der Zeichnung zeigen:

  • Figur 1 schematisch eine Teilansicht eines längsgeschnittenen Turbinenschaufelblatts mit einem einen Kühlkanal begrenzenden Rippenelement, vor dessen Rippenelementende eine Materialausnehmung an der Innenseite des Turbinenschaufelblatts ausgebildet ist; und
  • Figur 2 schematisch einen Querschnitt der in der Figur 1 gezeigten Turbinenschaufel.
In the drawing show:
  • FIG. 1 2 is a schematic view in partial section of a longitudinally cut turbine blade with a rib element bounding a cooling channel, in front of the rib element end of which a material recess is formed on the inside of the turbine blade; and
  • FIG. 2 schematically a cross section of the in the FIG. 1 shown turbine blade.

Bei der in den Figuren 1 und 2 jeweils zumindest teilweise gezeigten Turbinenschaufel 1 handelt es sich um eine Laufschaufel 2 einer hier nicht gezeigten Heißgasturbine.In the in the Figures 1 and 2 each at least partially shown turbine blade 1 is a blade 2 of a hot gas turbine, not shown here.

Die Turbinenschaufel 1 besitzt ein innengekühltes Turbinenschaufelblatt 3, wobei vorliegend die Innenseite 4 der Vorderseitenwand 5 des Turbinenschaufelblatts 3 gezeigt ist (Figur 1).The turbine blade 1 has an internally cooled turbine blade 3, in which case the inside 4 of the front side wall 5 of the turbine blade 3 is shown (FIG. 1).

Wie aus der Darstellung nach der Figur 1 erkennbar ist, befindet sich rechter Hand ein Vorderkantenbereich 6 des Turbinenschaufelblatts 3. Linker Hand befindet sich dementsprechend ein Hinterkantenbereich 7 des Turbinenschaufelblatts 3, an welchem eine Vielzahl an Kühlluftaustrittsbohrungen 8 (nur exemplarisch beziffert) vorhanden sind. Der Hinterkantenbereich 7 ist insbesondere in der Figur 2 nur teilweise dargestellt.As from the presentation after the FIG. 1 can be seen, is located on the right hand a leading edge portion 6 of the turbine blade 3. Left hand is accordingly a trailing edge region 7 of the turbine blade 3, at which a plurality of cooling air outlet holes 8 (only exemplified) are present. The trailing edge region 7 is particularly in the FIG. 2 only partially shown.

Jedenfalls besitzt das Turbinenschaufelblatt 3 einen Hohlraum 10, wobei vorliegend dieser Hohlraum 10 hinsichtlich der Figur 1 nur teilweise durch die Innenseite 4 illustriert ist.In any case, the turbine blade 3 has a cavity 10, wherein in the present case, this cavity 10 is only partially illustrated by the inside 4 with respect to FIG.

In dem Hohlraum 10 befinden sich insbesondere zwei Rippenelemente 11 und 12, mittels welchen ein mehrfach gewundener Kühlkanal 13 mit einem mäandrierenden Kühlkanalverlauf innerhalb des Hohlraums 10 ausgestaltet ist. Entlang des gewundenen Kühlkanals 13 bzw. dessen mäandrierenden Kühlkanalverlauf kann Kühlluft als Kühlmittel durch das Turbinenschaufelblatt 3 hindurch geleitet werden, um dieses von innen zu kühlen.In particular, there are two rib elements 11 and 12 in the cavity 10, by means of which a multiply wound cooling channel 13 with a meandering cooling channel course inside the cavity 10 is configured. Along the winding cooling channel 13 or its meandering cooling channel profile, cooling air can be passed as coolant through the turbine blade 3 in order to cool it from the inside.

Bei dem teilweise gezeigten Kühlkanal 13 durchströmt die aus einem Fußbereich und somit aus Richtung einer Öffnung 14 (siehe nur Figur 2) eines Turbinenschaufelfußes 15 kommende Kühlluft im Wesentlichen direkt einen dem Vorderkantenbereich 6 zugewandten ersten Kühlkanalabschnitt 16 und einen dem Hinterkantenbereich 7 zugewandten weiteren Kühlkanalabschnitt 17.In the partially shown cooling channel 13 flows from a foot area and thus from the direction of an opening 14 (see only FIG. 2 ) of a turbine blade root 15 coming cooling air substantially directly to the leading edge region 6 facing first cooling channel portion 16 and the rear edge region 7 facing another cooling channel portion 17th

Der mäandrierende Kühlkanalverlauf des gewundenen Kühlkanals 13 wird zumindest im Bereich der gezeigten Teilansicht insbesondere durch die zwei Rippenelemente 11 und 12 ausgestaltet, wobei das erste Rippenelement 11 die beiden Kühlkanalabschnitte 16 und 17 räumlich voneinander trennt.The meandering cooling channel course of the coiled cooling channel 13 is configured, at least in the region of the partial view shown, in particular by the two rib elements 11 and 12, whereby the first rib element 11 spatially separates the two cooling channel sections 16 and 17.

Vorliegend endet das erste Rippenelement 11 mit seinem durch seine Kopfseite 23 definierten Rippenelementende 24 frei in dem Kühlkanal 13, und zwar in dem Wendebereich 19.In the present case, the first rib element 11 terminates freely in the cooling channel 13 with its rib element end 24 defined by its head side 23, specifically in the turning region 19.

Insbesondere in dem Umgebungsbereich 28 des Rippenelementendes 24 besteht die Gefahr von kritischen thermo-mechanischen Spannungszuständen insbesondere in den Übergangsbereichen zwischen dem ersten Rippenelement 11 und der Vorderseitenwand 5 des Turbinenschaufelblatts 3 und/oder der Rückseitenwand des Turbinenschaufelblatts 3, welche dort eine erhöhte Materialermüdung verursachen können.In particular in the surrounding area 28 of the fin element end 24, there is the risk of critical thermo-mechanical stress states, in particular in the transition areas between the first rib element 11 and the front side wall 5 of the turbine blade 3 and / or the rear side wall of the turbine blade 3, which may cause increased material fatigue there.

Deshalb ist in dem Umgebungsbereich 28 des Rippenelementendes 24 eine Materialausnehmung 29 an der Innenseite 4 ausgeformt, um in diesem Umgebungsbereich 28 des Rippenelementendes 24 eine vorteilhafte Spannungsreduzierung zu erreichen.Therefore, in the surrounding region 28 of the fin element end 24, a material recess 29 is formed on the inner side 4 in order to achieve an advantageous stress reduction in this surrounding region 28 of the rib element end 24.

In diesem Ausführungsbeispiel ist die Materialausnehmung 29 um weniger als 10 mm beabstandet von der Kopfseite 23 axial vor dem Rippenelementende 24 angeordnet.In this embodiment, the material recess 29 is arranged at a distance of less than 10 mm from the head side 23 axially in front of the rib element end 24.

Die Materialausnehmung 29 ist vorliegend als konkave, wannenförmige Aushöhlung 30 mit einer im Wesentlichen ovalen Grundfläche (nicht explizit beziffert) an der Innenseite 4 der Vorderseitenwand 5 des Turbinenschaufelblatts 3 ausgearbeitet.In the present case, the material recess 29 is designed as a concave, trough-shaped cavity 30 with a substantially oval base surface (not explicitly numbered) on the inside 4 of the front side wall 5 of the turbine blade 3.

Insofern verkörpert die Materialausnehmung 29 auch eine partielle Wandstärkenreduzierung an der Vorderseitenwand 5 des Turbinenschaufelblatts 3.In this respect, the material recess 29 also embodies a partial wall thickness reduction on the front side wall 5 of the turbine blade 3.

Es versteht sich, dass eine diesbezügliche gleicher oder ähnliche Materialausnehmung 29 bzw. partielle Wandstärkenreduzierung kumulativ oder alternativ auch an der hier nicht gezeigten Rückseitenwand des Turbinenschaufelblatts 3 an gegenüberliegender gleicher oder versetzter Stelle vorgesehen sein kann.It is understood that a related or similar material recess 29 or partial wall thickness reduction can cumulatively or alternatively also be provided on the rear wall of the turbine blade 3, not shown here, at the opposite or the same offset position.

Darüber hinaus sind noch weiteren Verstärkungs- und Leitrippenelemente 37 (nur exemplarisch beziffert) sowie Verstärkungsstegelemente 38 (nur exemplarisch beziffert) vorhanden, welche das Turbinenschaufelblatt 3 im dünneren Hinterkantenbereich 7 zusätzlich stabilisieren.In addition, there are further reinforcing and guide rib elements 37 (numbered only by way of example) and reinforcing web elements 38 (numbered only by way of example), which additionally stabilize the turbine blade 3 in the thinner trailing edge region 7.

Am Vorderkantenbereich 6 ist noch eine mit Bohrungen 39 versehene Verstärkungsrippe 40 vorgesehen.At the leading edge region 6 is still provided with holes 39 reinforcing rib 40 is provided.

Obwohl die Erfindung im Detail durch das bevorzugte Ausführungsbeispiel näher illustriert und beschrieben wurde, so ist die Erfindung nicht durch dieses offenbarte Ausführungsbeispiel eingeschränkt, und andere Variationen können vom Fachmann hieraus abgeleitet werden, ohne den Schutzumfang der Erfindung zu verlassen.Although the invention has been further illustrated and described in detail by the preferred embodiment, the invention is not limited by this disclosed embodiment, and other variations can be derived therefrom by those skilled in the art without departing from the scope of the invention.

Claims (12)

Turbinenschaufel (1) mit einem innengekühlten Turbinenschaufelblatt (3), in welchem ein Hohlraum (10) durch Rippenelemente (11, 12) in wenigstens einen Kühlmittel (14) führenden Kühlkanal (13) unterteilt ist, wobei eine neben wenigstens einem der Rippenelemente (11, 12) an einer Turbinenschaufelblattwand (5) angeordnete Materialausnehmung (29) derart ausgestaltet ist, dass innerhalb des Turbinenschaufelblatts (3) auftretende Spannungen in einem Umgebungsbereich (28) des wenigstens einen Rippenelements (11, 12) reduzierbar sind.Turbine blade (1) with an internally cooled turbine blade (3), in which a cavity (10) by rib elements (11, 12) in at least one coolant (14) leading cooling channel (13) is divided, wherein one of at least one of the rib members (11 , 12) arranged on a turbine blade blade wall (5) Materialausnehmung (29) is configured such that within the turbine blade (3) occurring stresses in an environmental region (28) of the at least one rib member (11, 12) are reducible. Turbinenschaufel (1) nach Anspruch 1,
wobei die Materialausnehmung (29) in einem Umgebungsbereich (28) eines frei in dem Kühlkanal (13) endenden Rippenelementendes (24) angeordnet ist.Turbine blade (1) according to claim 1,
wherein the material recess (29) in an environmental region (28) of a free in the cooling channel (13) ending rib element end (24) is arranged. Turbinenschaufel (1) nach Anspruch 1 oder 2,
wobei die Materialausnehmung (29) axial vor einer Kopfseite (23) eines in dem Kühlkanal (13) frei endenden Rippenelementendes (24) an einer Turbinenschaufelblattwand (5) angeordnet ist.Turbine blade (1) according to claim 1 or 2,
wherein the material recess (29) is arranged axially in front of a head side (23) of a fin element end (24) which terminates freely in the cooling channel (13) on a turbine blade leaf wall (5). Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, wobei die Materialausnehmung (29) weniger als 30 mm oder weniger als 20 mm, vorzugsweise weniger als 10 mm, von dem wenigstens einen Rippenelement (11, 12) beabstandet an einer Turbinenschaufelblattwand (5) angeordnet ist.A turbine blade (1) according to any one of claims 1 to 3, wherein the material recess (29) is less than 30 mm or less than 20 mm, preferably less than 10 mm, spaced from the at least one rib member (11, 12) on a turbine blade blade wall (5 ) is arranged. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, wobei die Materialausnehmung (29) als wenigstens eine partielle Wandstärkenreduzierung einer Turbinenschaufelblattwand (5) ausgestaltet ist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 4, wherein the material recess (29) as at least a partial wall thickness reduction of a turbine blade leaf wall (5) is configured. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei die Materialausnehmung (29) als wenigstens eine konkave Aushöhlung (30) an einer Turbinenschaufelblattwand (5) ausgestaltet ist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 5, wherein the material recess (29) as at least one concave cavity (30) on a turbine blade leaf wall (5) is configured. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 6, wobei, wobei die Materialausnehmung (29) an der Innenseite (4) einer Turbinenschaufelblattwand (5) ausgestaltet ist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 6, wherein, wherein the material recess (29) on the inside (4) of a turbine blade leaf wall (5) is configured. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 7, wobei die Materialausnehmung (29) an der Vorderseitenwand (5) des Turbinenschaufelblatts (3) angeordnet ist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 7, wherein the material recess (29) on the front wall (5) of the turbine blade (3) is arranged. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei die Materialausnehmung (29) eine kreisrunde oder eine ovale Grundflächenform aufweist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 8, wherein the material recess (29) has a circular or an oval base surface shape. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 8, wobei die Materialausnehmung (29) eine gerade längliche oder eine gekrümmte längliche Grundflächenform aufweist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 8, wherein the material recess (29) has a straight elongated or a curved elongated base surface shape. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 10, wobei die Materialausnehmung (29) in einem Wendebereich (19) des Kühlkanals (13) angeordnet ist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 10, wherein the material recess (29) in a turning region (19) of the cooling channel (13) is arranged. Turbine, insbesondere Gasturbine, mit zumindest einer Turbinenstufe umfassend eine Vielzahl an Turbinenschaufeln (1), wobei die zumindest eine Turbinenstufe mit einer Vielzahl an Turbinenlaufschaufeln und/oder Turbinenleitschaufeln gemäß einer Turbinenschaufel (1) nach einem der vorstehenden Ansprüche umfasst.A turbine, in particular a gas turbine, having at least one turbine stage comprising a plurality of turbine blades (1), the at least one turbine stage having a plurality of turbine blades and / or turbine guide vanes according to a turbine blade (1) according to one of the preceding claims.
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