WO2010034669A1 - Schaufel für eine gasturbine - Google Patents

Schaufel für eine gasturbine Download PDF

Info

Publication number
WO2010034669A1
WO2010034669A1 PCT/EP2009/062090 EP2009062090W WO2010034669A1 WO 2010034669 A1 WO2010034669 A1 WO 2010034669A1 EP 2009062090 W EP2009062090 W EP 2009062090W WO 2010034669 A1 WO2010034669 A1 WO 2010034669A1
Authority
WO
WIPO (PCT)
Prior art keywords
winglet
cooling
blade
vane
airfoil
Prior art date
Application number
PCT/EP2009/062090
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Thomas Wilhelm
Caroline Marchmont
Sergei Riazantsev
Original Assignee
Alstom Technology Ltd.
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Alstom Technology Ltd. filed Critical Alstom Technology Ltd.
Priority to ES09783149T priority Critical patent/ES2393454T3/es
Priority to EP09783149A priority patent/EP2331790B1/de
Publication of WO2010034669A1 publication Critical patent/WO2010034669A1/de
Priority to US13/071,219 priority patent/US8764395B2/en

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
    • F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding

Definitions

  • the present invention relates to the field of gas turbines. It relates to a blade for a gas turbine according to the preamble of claim 1.
  • the rotor blades of gas turbines which are exposed to the hot gas flow in the turbine are often equipped at the blade tip with a shroud segment which forms, together with the shroud segments of the other blades of a blade row concentric with the rotor axis, annular shroud.
  • a shroud segment which forms, together with the shroud segments of the other blades of a blade row concentric with the rotor axis, annular shroud.
  • the shroud on the one hand, the blade row is mechanically stabilized.
  • the secondary flow of the hot gas is reduced via the blade tip and thus increases the aerodynamic efficiency.
  • Such shroud segments and methods and devices for their cooling are well known in the art (see for example EP-A2-1 041 247 or EP-A1-1 591 626 or GB-A-2 434 842).
  • a blade is shown in fragmentary form in Fig. 1.
  • the blade 10 of Fig. 1 comprises in one Blade longitudinal direction (corresponding to the radial direction on the rotor) extending airfoil 1 1 with a front edge 13 and a trailing edge 12.
  • the blade 1 1 ends in a blade tip 14 and passes at the blade tip 14 in a shroud segment 16.
  • the bottom of the shroud segment 16 is extended forwardly (upstream), forming a winglet 19 located in the region of the leading edge 13 of the airfoil 11, which is bounded to the front by a slightly rounded front edge 24 ,
  • the winglet 19 is provided to prevent hot gas from penetrating directly above the first rib 18 into the cavity formed between the two ribs 17 and 18 above the shroud. Since the winglet 19 projects directly into the hot gas stream 21, it is exposed to high temperatures. As a result, the material properties deteriorate and (due to the mismatch in the metal temperatures between the uncooled winglet 19 and the cooled main volume of the shroud segment 16) there are high thermal stresses on the winglet 19.
  • the invention aims to remedy this situation. It is therefore an object of the invention to provide a blade equipped with a winglet for a gas turbine, which avoids the disadvantages of known solutions and is characterized in particular by an effective, highly efficient and efficiency as little as possible impairing cooling of the winglet.
  • the object is solved by the entirety of the features of claim 1.
  • Essential for the invention is that means for direct cooling of the winglet are provided. As a result, the thermal stresses in the region of the front edge of the blade on the shroud segment can be reduced without excessively large amount of cooling fluid having to be blown out into the hot gas flow.
  • the means for directly cooling the winglet comprise a plurality of cooling bores running in the interior of the winglet. Through the cooling hole targeted cooling of all important areas of the winglet is possible at the same time intensive contact between the cooling medium and the winglet and minimal use of cooling medium.
  • the winglet has a leading edge facing the hot gas flow, and the cooling holes are led to the leading edge of the winglet.
  • cooling holes are arranged obliquely to the flow direction of the hot gas flow, in particular, the cooling holes are guided past on both sides of the leading edge of the airfoil. As a result, the thermal gradients are reduced, and the holes do not end near or directly at the front edge, which is mechanically stressed.
  • the cooling bores are in this case for supply with a cooling medium, in particular cooling air, preferably in conjunction with the interior of the airfoil.
  • Fig. 1 in a perspective side view of the upper part of a gas turbine blade shown schematically with shroud segment and mounted on the shroud segment winglet, as is the subject of the invention and
  • FIG. 2 is a plan view from above of the arrangement of the cooling holes in the winglet in a blade of the type shown in Fig. 1 according to an embodiment of the invention.
  • cooling bores 22, 23 are laid through which a cooling medium, in particular cooling air, flows and the winglet 19 is efficient cools inside out.
  • the obliquely arranged cooling bores 22, 23 are preferably supplied via a arranged below the first rib 18 cooling duct 25 with cooling medium, which is brought over the hollow interior 15 of the airfoil 1 1.
  • the holes can be subsequently changed - if necessary - in their arrangement, whereby an increased flexibility is achieved.
  • the arrangement of the cooling bores 22, 23 directly in the winglet 19 has a notch effect in a heavily stressed area, so that there is a risk of cracking at the bores.
  • this risk is mitigated by the fact that the cooling holes 22, 23 are arranged obliquely.
  • the cooling holes reduce the temperature in the winglet 19 and thus improve the situation with respect to "low cycle fatigue", creep and oxidation in the winglet
  • the advantage of the oblique arrangement of the cooling bores instead of a straight arrangement in the winglet 19 is on the one hand that the thermal
  • the cooling holes 22, 23 do not open directly at the front edge 13 of the blade 20, but on both sides into the outer space, a negative influence on the mechanically heavily loaded area of the front edge 13 is avoided.
  • the cooling bores 22, 23 are guided obliquely past the front edge 13 of the airfoil 1 1 on both sides to the front edge 24 of the winglet 19.
  • the direct cooling of the winglet outside the immediate area of the blade leading edge 13 significantly improves the service life of the blade 20.

Landscapes

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

Abstract

Die Schaufel (20) für eine Gasturbine umfasst ein Schaufelblatt (11) mit einer Vorderkante (13) und einer Hinterkante, welches sich in Schaufellängsrichtung bis zu einer Schaufelspitze erstreckt und an der Schaufelspitze in ein Deckbandsegment (16) übergeht, wobei am Deckbandsegment (16) nach oben abstehend eine quer zur Strömungsrichtung (21) verlaufende, in Strömungsrichtung erste Rippe (18) angeordnet ist, und stromaufwärts der ersten Rippe (18) im Bereich der Vorderkante (13) des Schaufelblattes (11) am Deckbandsegment (16) zur Lenkung des Heissgasstromes in diesem Bereich ein Winglet (19) angeformt ist. Bei einer solchen Schaufel wird eine längere Lebensdauer dadurch erreicht, dass Mittel (22, 23) zum direkten Kühlen des Winglets (19) vorgesehen sind.

Description

SCHAUFEL FUR EINE GASTURBINE
Technisches Gebiet
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Gasturbinen. Sie betrifft eine Schaufel für eine Gasturbine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Stand der Technik
Die am Rotor befestigten Laufschaufeln von Gasturbinen, die in der Turbine dem Heissgasstrom ausgesetzt sind, sind häufig an der Schaufelspitze mit einem Deckbandsegment ausgerüstet, welches zusammen mit den Deckbandsegmenten der anderen Schaufeln einer Schaufelreihe ein konzentrisch zur Rotorachse liegendes, ringförmiges Deckband bildet. Durch das Deckband wird einerseits die Schaufelreihe mechanisch stabilisiert. Andererseits wird der Nebenstrom des Heissgases über die Schaufelspitze reduziert und somit der aerodynamische Wir- kungsgrad erhöht. Derartige Deckbandsegmente und Verfahren und Vorrichtungen zu ihrer Kühlung sind aus dem Stand der Technik wohlbekannt (siehe z.B. die EP-A2-1 041 247 oder die EP-A1 -1 591 626 oder die GB-A-2 434 842).
Einige dieser Deckbandsegmente sind mit Erweiterungen des Segmentbodens vor der ersten Rippe an der Vorderkante des Schaufelblattes ausgestattet, die als „Winglet" bezeichnet wird. Eine solche Schaufel ist in Fig. 1 ausschnittweise wiedergegeben: Die Schaufel 10 der Fig. 1 umfasst ein sich in einer Schaufellängsrichtung (entspricht der radialen Richtung am Rotor) erstreckendes Schaufelblatt 1 1 mit einer Vorderkante 13 und einer Hinterkante 12. Das Schaufelblatt 1 1 endet in einer Schaufelspitze 14 und geht an der Schaufelspitze 14 in ein Deckbandsegment 16 über. Auf der Oberseite des flachen Deckbandsegments 16 befinden sich nach oben abstehend zwei quer zur Strömungsrichtung des Heissgasstroms 21 verlaufende Rippen 17 und 18, die zusammen mit den entsprechenden Rippen der anderen Schaufeln einer Schaufelreihe jeweils einen umlaufenden Ring bilden.
Vor der in Strömungsrichtung ersten Rippe 18 ist der Boden des Deckbandseg- ments 16 nach vorne (stromaufwärts) ausgedehnt, der ein im Bereich der Vorderkante 13 des Schaufelblattes 1 1 liegendes Winglet 19 bildet, das nach vorne zu durch eine leicht gerundete Vorderkante 24 begrenzt ist.
Das Winglet 19 ist vorgesehen, um Heissgas daran zu hindern, direkt über die erste Rippe 18 hinweg in den zwischen den beiden Rippen 17 und 18 gebildeten Hohlraum oberhalb des Deckbandes einzudringen. Da das Winglet 19 direkt in den Heissgastrom 21 hineinragt, ist es hohen Temperaturen ausgesetzt. Hierdurch verschlechtern sich die Materialeigenschaften und es entstehen (wegen der Fehlanpassung in den Metalltemperaturen zwischen dem ungekühlten Winglet 19 und dem gekühlten Hauptvolumen des Deckbandsegments 16) hohe thermische Spannungen am Winglet 19.
Bisher wurde versucht, die Temperatur am Winglet dadurch zu verringern, dass man einen beträchtlichen Kühlluftmassenstrom im Bereich der Schaufelspitze 14 in den Heissgasstrom 21 eindüste, um so lokal die Temperatur des strömenden Mediums um das Winglet herum zu reduzieren. Diese sehr indirekte Kühlung ist jedoch nur begrenzt wirksam, schwer zu dosieren und beeinträchtigt durch den vergleichsweise grossen, injizierten Kühlluftmassenstrom den Wirkungsgrad der Anordnung.
Darstellung der Erfindung
Hier will die Erfindung Abhilfe schaffen. Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine mit einem Winglet ausgerüstet Schaufel für eine Gasturbine zu schaffen, welche die Nachteile bekannter Lösungen vermeidet und sich insbesondere durch eine wirksame, hocheffiziente und den Wirkungsgrad möglichst wenig beeinträchtigende Kühlung des Winglets auszeichnet. Die Aufgabe wird durch die Gesamtheit der Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Wesentlich für die Erfindung ist, dass Mittel zum direkten Kühlen des Winglets vorgesehen sind. Hierdurch lassen sich die thermischen Spannungen im Bereich der Vorderkante der Schaufel am Deckbandsegment reduzieren, ohne dass übermässig viel vom Kühlfluid in den Heissgasstrom ausgeblasen werden muss.
Gemäss einer Ausgestaltung der Erfindung umfassen die Mittel zum direkten Kühlen des Winglets eine Mehrzahl von im Inneren des Winglets verlaufenden Kühl- bohrungen. Durch die Kühlbohrung wird eine gezielte Kühlung aller wichtigen Bereiche des Winglets bei gleichzeitig intensivem Kontakt zwischen Kühlmedium und Winglet und minimalem Einsatz von Kühlmedium ermöglicht. Insbesondere weist das Winglet eine dem Heissgasstrom zugewandte Vorderkante auf, und die Kühlbohrungen sind bis zur Vorderkante des Winglets geführt.
Eine andere Ausgestaltung der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass die Kühlbohrungen schräg zur Strömungsrichtung des Heissgasstromes angeordnet sind, wobei insbesondere die Kühlbohrungen auf beiden Seiten an der Vorderkante des Schaufelblattes vorbeigeführt sind. Hierdurch werden die thermischen Gra- dienten verringert, und die Bohrungen enden nicht nahe oder direkt an der Vorderkante, die mechanisch stark beansprucht ist.
Die Kühlbohrungen stehen dabei zur Versorgung mit einem Kühlmedium, insbesondere Kühlluft, vorzugsweise mit dem Innenraum des Schaufelblattes in Verbin- düng.
Kurze Erläuterung der Figuren
Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert werden. Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung unwesentliche Elemente sind fortgelassen worden. Gleiche Elemente sind in den verschiedenen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Es zeigen
Fig. 1 in einer perspektivischen Seitenansicht den oberen Teil einer schematisch dargestellten Gasturbinenschaufel mit Deckbandsegment und am Deckbandsegment angebrachten Winglet, wie sie Gegenstand der Erfindung ist und
Fig. 2 in der Draufsicht von oben die Anordnung der Kühlbohrungen in dem Winglet bei einer Schaufel der in Fig. 1 gezeigten Art gemäss einem Ausführungsbeispiel der Erfindung.
Wege zur Ausführung der Erfindung
Mit der vorliegenden Erfindung wird vorgeschlagen, das Winglet an der Vorderseite eines Deckbandsegments einer Gasturbinenschaufel dadurch direkt zu kühlen, dass in dem Winglet gemäss Fig. 2 Kühlbohrungen 22, 23 verlegt werden, durch die eine Kühlmedium, insbesondere Kühlluft, strömt und das Winglet 19 effizient von innen heraus kühlt. Die schräg angeordneten Kühlbohrungen 22, 23 werden vorzugsweise über einen unter der ersten Rippe 18 angeordneten Kühlkanal 25 mit Kühlmedium versorgt, welches über den hohlen Innenraum 15 des Schaufelblattes 1 1 herangeführt wird. Die Vorteile einer solchen Kühlung sind:
(a) Mit einem sehr geringen Massenstrom an Kühlmedium kann eine deutliche Reduzierung der Metalltemperatur im Winglet erreicht werden; Kühlmedium für die globale Umspülung der Schaufelspitze im Heissgasstrom kann eingespart werden, wodurch die Leistung und der Wirkungsgrad der Gasturbine verbessert werden.
(b) Die Verringerung der Metalltemperatur erfolgt durch die Kühlbohrungen ge- zielt und ist aufgrund der Anordnung der Bohrungen präzise vorhersagbar.
(c) Die Bohrungen lassen sich nachträglich - wenn nötig - in ihrer Anordnung verändern, wodurch eine erhöhte Flexibilität erreicht wird. Grundsätzlich hat die Anordnung der Kühlbohrungen 22, 23 direkt im Winglet 19 eine Kerbwirkung in einem stark beanspruchten Bereich, so dass die Gefahr einer Rissbildung an den Bohrungen besteht. Diese Gefahr wird jedoch dadurch gemindert, dass die Kühlbohrungen 22, 23 schräg angeordnet werden. Die Kühlbohrun- gen reduzieren die Temperatur im Winglet 19 und verbessern so beim Winglet die Situation bzgl. „Low Cycle Fatigue", Kriechen und Oxidation. Der Vorteil der schrägen Anordnung der Kühlbohrungen anstelle einer gerade Anordnung im Winglet 19 besteht einerseits darin, dass die thermischen Gradienten aufgrund der Wärmeaufnahme durch das Kühlmedium kleiner werden. Da andererseits die Kühlbohrungen 22, 23 nicht direkt an der Vorderkante 13 der Schaufel 20, sondern beidseits davon in den Aussenraum münden, wird ein negativer Einfluss auf den mechanisch stark belasteten Bereich der Vorderkante 13 vermieden.
Wie aus der Fig. 2 zu ersehen ist, sind die Kühlbohrungen 22, 23 auf beiden Sei- ten an der Vorderkante 13 des Schaufelblattes 1 1 vorbei schräg bis zur Vorderkante 24 des Winglets 19 geführt.
Durch die direkte Kühlung des Winglets ausserhalb des unmittelbaren Bereiches der Schaufel-Vorderkante 13 wird die Lebensdauer der Schaufel 20 deutlich ver- bessert.
Bezugszeichenliste
10,20 Schaufel (Gasturbine)
1 1 Schaufelblatt
12 Hinterkante
13 Vorderkante
14 Schaufelspitze 15 Innenraum
16 Deckbandsegment
17,18 Rippe
19 Winglet 21 Heissgasstrom
22,23 Kühlbohrung (schräg)
24 Vorderkante (Winglet)
25 Kühlkanal

Claims

Patentansprüche
1. Schaufel (20) für eine Gasturbine, umfassend ein Schaufelblatt (1 1 ) mit ei- ner Vorderkante (13) und einer Hinterkante (12), welches sich in Schaufellängsrichtung bis zu einer Schaufelspitze (14) erstreckt und an der Schaufelspitze (14) in ein Deckbandsegment (16) übergeht, wobei am Deckbandsegment (16) nach oben abstehend eine quer zur Strömungsrichtung (21 ) verlaufende, in Strömungsrichtung erste Rippe (18) angeordnet ist, und stromaufwärts der ersten Rippe (18) im Bereich der Vorderkante (13) des
Schaufelblattes (11 ) am Deckbandsegment (16) zur Lenkung des Heiss- gasstromes (21 ) in diesem Bereich ein Winglet (19) angeformt ist, dadurch gekennzeichnet, dass Mittel (22, 23) zum direkten Kühlen des Winglets (19) vorgesehen sind.
2. Schaufel nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass die Mittel zum direkten Kühlen des Winglets (19) eine Mehrzahl von im Inneren des Winglets (19) verlaufenden Kühlbohrungen (22, 23) umfassen.
3. Schaufel nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass das Winglet (19) eine dem Heissgasstrom zugewandte Vorderkante (24) aufweist, und die Kühlbohrungen (22, 23) bis zur Vorderkante (24) des Winglets (19) geführt sind.
4. Schaufel nach Anspruch 2 oder 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlbohrungen (22, 23) schräg zur Strömungsrichtung des Heissgasstromes (21 ) angeordnet sind.
5. Schaufel nach Anspruch 4, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlbohrun- gen (22, 23) auf beiden Seiten an der Vorderkante (13) des Schaufelblattes
(1 1 ) vorbeigeführt sind.
6. Schaufel nach Anspruch 4 oder 5, dadurch gekennzeichnet, dass die Kühlbohrungen (22, 23) zur Versorgung mit einem Kühlmedium, insbesondere Kühlluft, mit dem Innenraum (15) des Schaufelblattes (1 1 ) in Verbindung stehen.
PCT/EP2009/062090 2008-09-25 2009-09-18 Schaufel für eine gasturbine WO2010034669A1 (de)

Priority Applications (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
ES09783149T ES2393454T3 (es) 2008-09-25 2009-09-18 Álabe para una turbina de gas
EP09783149A EP2331790B1 (de) 2008-09-25 2009-09-18 Schaufel für eine gasturbine
US13/071,219 US8764395B2 (en) 2008-09-25 2011-03-24 Blade for a gas turbine

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
CH01519/08 2008-09-25
CH01519/08A CH699593A1 (de) 2008-09-25 2008-09-25 Schaufel für eine gasturbine.

Related Child Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
US13/071,219 Continuation US8764395B2 (en) 2008-09-25 2011-03-24 Blade for a gas turbine

Publications (1)

Publication Number Publication Date
WO2010034669A1 true WO2010034669A1 (de) 2010-04-01

Family

ID=40120136

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
PCT/EP2009/062090 WO2010034669A1 (de) 2008-09-25 2009-09-18 Schaufel für eine gasturbine

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8764395B2 (de)
EP (1) EP2331790B1 (de)
CH (1) CH699593A1 (de)
ES (1) ES2393454T3 (de)
WO (1) WO2010034669A1 (de)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012225207A (ja) * 2011-04-18 2012-11-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼及びその製造方法

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BR102013021427B1 (pt) * 2013-08-16 2022-04-05 Luis Antonio Waack Bambace Turbomáquinas axiais de carcaça rotativa e elemento central fixo
WO2015050729A1 (en) * 2013-10-03 2015-04-09 United Technologies Corporation Turbine vane with platform rib
US10641174B2 (en) 2017-01-18 2020-05-05 General Electric Company Rotor shaft cooling
US10301943B2 (en) * 2017-06-30 2019-05-28 General Electric Company Turbomachine rotor blade

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB791751A (en) * 1954-01-06 1958-03-12 Bristol Aero Engines Ltd Improvements in or relating to blades for axial flow gas turbine engines, and to methods of making such blades
GB2298246A (en) * 1995-02-23 1996-08-28 Bmw Rolls Royce Gmbh Turbine-blad-tip-sealing arrangement comprising a shroud band
US6019572A (en) * 1998-08-06 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine row #1 steam cooled vane
EP1041247A2 (de) * 1999-04-01 2000-10-04 General Electric Company Kühlkreislauf für eine Gasturbinenschaufel und deren Deckplatte
GB2434842A (en) * 2006-02-02 2007-08-08 Rolls Royce Plc Cooling arrangement for a turbine blade shroud

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4576008A (en) 1984-01-11 1986-03-18 Westinghouse Electric Corp. Turbine protection system for bypass operation
GB9224241D0 (en) * 1992-11-19 1993-01-06 Bmw Rolls Royce Gmbh A turbine blade arrangement
US5482435A (en) * 1994-10-26 1996-01-09 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine blade having a cooled shroud
GB9915648D0 (en) * 1999-07-06 1999-09-01 Rolls Royce Plc Improvement in or relating to turbine blades
US6471480B1 (en) * 2001-04-16 2002-10-29 United Technologies Corporation Thin walled cooled hollow tip shroud
DE10227709B4 (de) 2001-06-25 2011-07-21 Alstom Technology Ltd. Dampfturbinenanlage sowie Verfahren zu deren Betrieb
EP1591626A1 (de) 2004-04-30 2005-11-02 Alstom Technology Ltd Schaufel für Gasturbine
DE102008029941B4 (de) 2007-10-16 2009-11-19 E.On Kraftwerke Gmbh Dampfkraftanlage und Verfahren zur Regelung der Leistung einer Dampfkraftanlage
GB2453849B (en) 2007-10-16 2010-03-31 E On Kraftwerke Gmbh Steam power plant and method for controlling the output of a steam power plant using an additional bypass pipe

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB791751A (en) * 1954-01-06 1958-03-12 Bristol Aero Engines Ltd Improvements in or relating to blades for axial flow gas turbine engines, and to methods of making such blades
GB2298246A (en) * 1995-02-23 1996-08-28 Bmw Rolls Royce Gmbh Turbine-blad-tip-sealing arrangement comprising a shroud band
US6019572A (en) * 1998-08-06 2000-02-01 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine row #1 steam cooled vane
EP1041247A2 (de) * 1999-04-01 2000-10-04 General Electric Company Kühlkreislauf für eine Gasturbinenschaufel und deren Deckplatte
GB2434842A (en) * 2006-02-02 2007-08-08 Rolls Royce Plc Cooling arrangement for a turbine blade shroud

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP2012225207A (ja) * 2011-04-18 2012-11-15 Mitsubishi Heavy Ind Ltd ガスタービン動翼及びその製造方法

Also Published As

Publication number Publication date
CH699593A1 (de) 2010-03-31
EP2331790A1 (de) 2011-06-15
EP2331790B1 (de) 2012-08-15
ES2393454T3 (es) 2012-12-21
US20110223036A1 (en) 2011-09-15
US8764395B2 (en) 2014-07-01

Similar Documents

Publication Publication Date Title
DE60018817T2 (de) Gekühlte Gasturbinenschaufel
DE69831109T2 (de) Kühlluftzufuhrsystem für die Schaufeln einer Gasturbine
DE2840336C2 (de) Dichtung für eine verstellbare Turbinenlaufschaufel
EP1709298B1 (de) Gekühlte schaufel für eine gasturbine
EP2331790B1 (de) Schaufel für eine gasturbine
EP1013884A2 (de) Turbinenschaufel mit aktiv gekültem Deckbandelememt
CH708487A2 (de) Verfahren und System zum Kühlen von Laufschaufel-Engelsflügeln.
EP2414640B1 (de) Schaufel für eine gasturbine
DE102010038073A1 (de) Turbinen und Turbinenschaufelwinglets
WO2009109462A1 (de) Schaufel für eine gasturbine
DE1476804A1 (de) Turbinenschaufel mit Tragflaechenprofil
DE102012100266A1 (de) Gekrümmte Kühlkanäle für eine Turbinenkomponente
WO2010086419A1 (de) Gekühlte schaufel für eine gasturbine
DE102014100087A1 (de) Innenaufbau einer Turbinenlaufschaufel
CH701814B1 (de) Laufschaufelanordnung für eine Turbine.
EP2644829A1 (de) Turbinenschaufel
DE10332561A1 (de) Gekühltes Turbinenlaufrad, insbesondere Hochdruckturbinenlaufrad für ein Flugtriebwerk
EP1456505A1 (de) Thermisch belastetes bauteil
DE102015121651A1 (de) Interne Kühlkanäle in Turbinenschaufeln
DE19839592A1 (de) Strömungsmaschine mit gekühlter Rotorwelle
EP3056677A1 (de) Schaufel, Deckband und Strömungsmaschine
EP1621735B1 (de) Gasturbinenrotor
EP2358977B1 (de) Gekühlte schaufel für eine gasturbine
DE10331635B4 (de) Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
EP3564483A1 (de) Schaufelblatt für eine turbinenschaufel

Legal Events

Date Code Title Description
121 Ep: the epo has been informed by wipo that ep was designated in this application

Ref document number: 09783149

Country of ref document: EP

Kind code of ref document: A1

WWE Wipo information: entry into national phase

Ref document number: 2009783149

Country of ref document: EP

NENP Non-entry into the national phase

Ref country code: DE