WO2010028913A1 - Turbine blade having a modular, stepped trailing edge - Google Patents
Turbine blade having a modular, stepped trailing edge Download PDFInfo
- Publication number
- WO2010028913A1 WO2010028913A1 PCT/EP2009/059958 EP2009059958W WO2010028913A1 WO 2010028913 A1 WO2010028913 A1 WO 2010028913A1 EP 2009059958 W EP2009059958 W EP 2009059958W WO 2010028913 A1 WO2010028913 A1 WO 2010028913A1
- Authority
- WO
- WIPO (PCT)
- Prior art keywords
- blade
- trailing edge
- insert
- wall
- turbine blade
- Prior art date
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
- F01D5/186—Film cooling
Definitions
- the casting core to be used for producing the turbine blade shown in WO 2003/042503 A1 in FIG. 1 is shown there in perspective in FIG.
- the space occupied by the casting core remains after production of the cast turbine blade as a cavity, wherein the casting core arranged in the openings are filled with casting material.
- the casting core represents the negative image of the interior of the turbine blade.
- the turbine blade is formed as a cast turbine blade in the form of a vane or blade having at least one platform transverse to the airfoil.
- the invention provides a turbine blade 10 for a gas turbine, in which the trailing edge region 22 designed in the manner of a cut-back trailing edge 22 is modular is trained.
- a slot 42 extending from the platform to the blade tip is provided on the pressure side, in which an insert component 44 is arranged, in which the webs typical for a cut-back trailing edge 50 are formed.
- the insert 44 thus has disposed between the webs 50 channels 52 which open into openings 30, from which the flowable in the interior of the airfoil 10 coolant from the airfoil 10 can be flowed out.
Landscapes
- Engineering & Computer Science (AREA)
- Mechanical Engineering (AREA)
- General Engineering & Computer Science (AREA)
- Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)
Abstract
The invention relates to a turbine blade (10) for a gas turbine, wherein the trailing edge region (22) designed in the manner of a cut-back trailing edge has a modular design. For this purpose, the region (22) of the trailing edge of the blade (10) is provided with a slot (42) extending from the platform to the blade tip, wherein an insert component (44), in which the webs (50) typical of a cut-back trailing edge are configured, is disposed in said slot. The insert (44) thus comprises channels (52) which are disposed between the webs (50) and end in openings (30), from which coolant that can flow on the inside of the blade (10) can flow out of the blade (10). With the proposed measure, a casting core that is further reinforced in the trailing edge region can be used for producing the cast blade (12), whereby the mechanical integrity thereof is improved and it has a lower tendency to break during the handling thereof. In addition, when using such a turbine blade (10) the quantity of cooling air exiting at the trailing edge can be set comparatively accurately by way of a non-cast, conventionally produced insert (44).
Description
Beschreibungdescription
Turbinenschaufel mit einer modularen, gestuften HinterkanteTurbine blade with a modular, stepped trailing edge
Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel für eine Gasturbine, mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt umfassend eine druckseitige Schaufelwand und eine saugseitige Schaufelwand, die sich von einer gemeinsamen, von einem Arbeitsmedium anströmbaren Vorderkante des Schaufelblatts zu jeweils einer Hinterkante erstrecken, wobei die Hinterkante der druckseitigen Schaufelwand - bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt umströmenden Arbeitsmediums - stromauf der Hinterkante der saugseitigen Schaufelwand angeordnet ist.The invention relates to a turbine blade for a gas turbine, comprising an aerodynamically curved airfoil comprising a pressure-side blade wall and a suction-side blade wall, which extend from a common, of a working medium vorströmbaren leading edge of the airfoil to a respective trailing edge, wherein the trailing edge of the pressure-side blade wall - related on the direction of the working medium flowing around the blade, is arranged upstream of the trailing edge of the suction-side blade wall.
Eine eingangs genannte Turbinenschaufel und ein Gusskern zum Herstellen einer solchen Turbinenschaufel ist beispielsweise aus der WO 2003/042503 Al bekannt. Die bekannte Turbinenschaufel weist eine sog. Cut-Back-Hinterkante auf. Die Cut- Back-Hinterkante des Schaufelblatts kennzeichnet sich imAn initially mentioned turbine blade and a casting core for producing such a turbine blade are known, for example, from WO 2003/042503 A1. The known turbine blade has a so-called cut-back trailing edge. The cut-back trailing edge of the blade is characterized in
Wesentlichen dadurch, dass nicht mittig zwischen Saugseitenwand und Druckseitenwand an der Hinterkante angeordnete Öffnungen zum Ausblasen von Kühlmittel vorgesehen sind, sondern dass diese Öffnungen allein an der druckseitigen Oberfläche des Schaufelblatts hinterkantennah angeordnet sind, welche entlang der Hinterkante von einem plattformseitigen Ende bis zu einem schaufelspitzseitigen Ende verteilt sind. Die Öffnungen sind durch quer zur Hinterkantenerstreckung verlaufende Stege voneinander getrennt, so dass das durch sie aus- strömende Kühlmittel im Wesentlichen parallel zu dem dasEssentially characterized in that not centrally located between the suction side wall and pressure side wall at the trailing edge openings are provided for blowing coolant, but that these openings are hinterkantennah only on the pressure side surface of the airfoil, which along the trailing edge of a platform-side end to a blade tip end are distributed. The openings are separated from one another by webs extending transversely to the trailing edge extension, so that the coolant flowing out through them is essentially parallel to the web
Schaufelblatt umströmenden Arbeitsmedium ausströmen kann. Die zwischen den Öffnungen angeordneten Stege sind im Englischen auch als "Tear Drops" bekannt. Den an der Hinterkante angeordneten Öffnungen ist ein gemeinschaftlicher Hohlraum im Schaufelblattinneren vorgeschaltet. Bei der bekannten Turbinenschaufel sind drei Reihen von säulenartigen Sockel - im Englischen auch bekannt unter dem Namen "Pin-Fins" - angeordnet, welche zur Erhöhung des Wärmeübergangs der an ihnen vor-
beistreifenden Kühlluft und zur Erhöhung des Druckverlusts dort vorgesehen sind.Can flow blade flow around the blade. The webs arranged between the openings are also known in English as "tear drops". The openings arranged at the trailing edge are preceded by a common cavity in the blade interior. In the known turbine blade, there are three rows of columnar pedestals, also known as pin-fins in English, which are used to increase the heat transfer to them. beidreifenden cooling air and to increase the pressure loss are provided there.
Der zur Herstellung der in der WO 2003/042503 Al in FIG 1 dargestellten Turbinenschaufel zu verwendende Gusskern ist dort in FIG 7 perspektivisch dargestellt. Der vom Gusskern eingenommene Raum verbleibt nach Herstellung der gegossenen Turbinenschaufel als Hohlraum, wobei die im Gusskern angeordneten Öffnungen mit Gussmaterial aufgefüllt sind. Insofern stellt der Gusskern das negative Abbild des Inneren der Turbinenschaufel dar.The casting core to be used for producing the turbine blade shown in WO 2003/042503 A1 in FIG. 1 is shown there in perspective in FIG. The space occupied by the casting core remains after production of the cast turbine blade as a cavity, wherein the casting core arranged in the openings are filled with casting material. In this respect, the casting core represents the negative image of the interior of the turbine blade.
Des Weiteren ist aus der US 6,551,063 Bl eine Turbinenschaufel mit einer Cut-Back-Hinterkante bekannt, welche modular ausgebildet ist. Der Grundkörper desFurthermore, a turbine blade with a cut-back trailing edge is known from US Pat. No. 6,551,063 B1, which has a modular design. The main body of the
Schaufelblatts ist im Gießverfahren gefertigt und weist im Bereich der Hinterkante druckseitig angeordnete Kühlluft- Ausblasöffnungen auf, welche vergleichsweise groß sind. Die großen Ausblasöffnungen sind einem Gusskern geschuldet, welcher im Bereich der Auslassöffnungen massiver und dicker als bisher ausgebildet ist, um dessen Handhabbarkeit zu verbessern aufgrund einer geringeren Bruchneigung. Um jedoch an der Hinterkante der Turbinenschaufel nur eine geringe vorbestimmte Menge an Kühlluft auszublasen, werden die Kühlluft-Ausblasöffnungen mit Hilfe eines angelöteten Abdeckbleches verkleinert. Das Blech ist streifenartig ausgebildet und überdeckt teilweise die Ausblasöffnungen, wodurch der effektive Ausströmquerschnitt verringert wird.Vane blade is manufactured by casting and has in the region of the trailing edge on the pressure side arranged cooling air discharge openings, which are relatively large. The large exhaust openings are due to a casting core, which is solid and thicker than previously formed in the region of the outlet openings in order to improve its handling due to a lower tendency to fracture. However, in order to blow out only a small predetermined amount of cooling air at the trailing edge of the turbine blade, the cooling air exhaust openings are reduced by means of a brazed cover plate. The sheet is strip-shaped and partially covers the exhaust ports, whereby the effective Ausströmquerschnitt is reduced.
Daneben ist aus der EP 1 847 684 Al eine Turbinenschaufel bekannt, in welcher zwei Medien, Kühlmittel und Brennstoff, getrennt geführt werden. Beide Medien sollen prinzipiell erst im Moment des Austretens aus der Turbinenschaufel miteinander vermischen und dort gezündet werden, was zu einer Wirkungs- gradsteigerung der Gasturbine durch Nachheizen von Rauchgas führen soll. Gemäß einer dort offenbarten Ausgestaltung ist mittig im Zentrum der Hinterkante ein Einsatz vorgesehen,
welcher die Vermischung der beiden Medien wie gewünscht bewerkstelligt .In addition, EP 1 847 684 A1 discloses a turbine blade in which two media, coolant and fuel, are guided separately. In principle, both media should only be mixed with one another at the moment of the escape from the turbine blade and ignited there, which should lead to an increase in the efficiency of the gas turbine by reheating flue gas. According to an embodiment disclosed therein, an insert is provided centrally in the center of the trailing edge, which accomplishes the mixing of the two media as desired.
Ferner ist bekannt, die durch die Hinterkante der Turbinen- schaufei austretende Kühlluftmenge durch eine geeignete Wahl zwischen maximalen Druckverlust und/oder der kleinsten, von der Kühlluft zu durchströmenden Querschnittsfläche nahe der Hinterkante einzustellen. Diese Vorgehensweise kann jedoch zu Gusskernen führen, bei denen die an der Gusskernhinterkante vorgesehenen Öffnungen derart groß werden, dass zwischen ihnen nur noch vergleichsweise dünne Trennstege im Gusskern verbleiben. Während der Handhabung des Gusskerns kann jedoch genau an dieser Stelle der Gusskern zerbrechen, so dass dieser anschließend unbrauchbar ist.It is also known to adjust the amount of cooling air leaving the trailing edge of the turbine blade by a suitable choice between maximum pressure loss and / or the smallest cross-sectional area to be flowed through by the cooling air near the trailing edge. However, this procedure can lead to casting cores, in which the openings provided at the casting core trailing edge become so large that only comparatively thin partitions remain in the casting core between them. During the handling of the casting core, however, the casting core can break precisely at this point, so that it is subsequently unusable.
Aufgabe der Erfindung ist daher die Bereitstellung einer eingangs genannten, alternativen Turbinenschaufel für eine Gasturbine, die ausgestattet mit einer Cut-Back-Hinterkante mit einer möglichst geringen Menge an Kühlluft effizient und ausreichend kühlbar ist, und/oder bei der zur Herstellung ein Gusskern in einer Gießvorrichtung verwendet werden kann, welcher besonders robust ist.The object of the invention is therefore to provide an aforementioned, alternative turbine blade for a gas turbine, which is equipped with a cut-back trailing edge with the lowest possible amount of cooling air efficient and sufficiently coolable, and / or in the manufacture of a cast core in one Casting device can be used, which is particularly robust.
Die auf eine Turbinenschaufel mit einer Cut-Back-Hinterkante gerichtete Aufgabe wird mit einer Turbinenschaufel gemäß den Merkmalen von Anspruch 1 gelöst.The object directed to a turbine blade with a cut-back trailing edge is achieved with a turbine blade according to the features of claim 1.
Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass die üblicherweise unmittelbar mit dem Guss hergestellte Cut-Back-Hin- terkante auch separat von dem Grundkörper, welcher das Schaufelblatt zumindest grundlegend bildet, hergestellt werden kann. Die Erfindung sieht also vor, die Hinterkante als modu- lare Cut-Back-Hinterkante auszubilden, was erforderlich macht, dass die Hinterkante der druckseitigen Schaufelwand - bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt umströmenden Arbeitsmediums - stromauf der Hinterkante der saugseitigen Schaufelwand angeordnet ist, so dass in einem von der Hinterkante der druckseitigen Schaufelwand und der saugseitigen
Schaufelwand begrenzten Schlitz ein Einsatz einsetzbar ist, durch ein im Inneren des Schaufelblatts strömbares Kühlmittel aus dem Schaufelblatt ausströmbar ist. Folglich ersetzt der Einsatz die ansonsten angegossenen Stege.The invention is based on the finding that the cut-back rear edge, which is usually produced directly with the cast, can also be produced separately from the main body which at least fundamentally forms the airfoil. The invention therefore provides for the trailing edge to be designed as a modular cut-back trailing edge, which requires that the trailing edge of the pressure-side blade wall be arranged upstream of the trailing edge of the suction-side blade wall, relative to the direction of the working medium flowing around the blade in one of the trailing edge of the pressure-side blade wall and the suction-side Blade wall limited slot an insert can be used, can be flowed out of the airfoil by a flowable in the interior of the airfoil coolant. Consequently, the insert replaces the otherwise cast-on webs.
Aufgrund der modularen Hinterkante der Turbinenschaufel kann der zur Herstellung des gegossenen Schaufelblatts resp. der gegossenen Turbinenschaufel benötigte Gusskern strukturell weniger komplex ausgebildet sein als ein aus dem Stand der Technik bekannter Gusskern. Zumindest diejenigen Öffnungen im Gusskern entfallen, welche zur Bildung der Stege an der Hinterkante der Turbinenschaufel benötigt werden. Der nach dem Stand der Technik bekannte Gusskern weist an dieser Stelle den geringsten Querschnitt auf, welcher überdies aufgrund der dort angeordneten Öffnungen auch noch perforiert ist. Aufgrund des geringen Querschnitts und der Perforation könnte der bisherige Gusskern bei seiner Handhabung an dieser Stelle besonders leicht zerbrechen. Durch den Wegfall der im Gusskern bisher anzuordnenden Öffnungen ist dieser nun an der betreffenden Stelle wesentlich massiver, was seine Steifigkeit erhöht. Hierdurch neigt der zum Herstellen der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel zu verwendende Gusskern weniger zum Zerbrechen, was seine Handhabung vereinfacht und Kosten reduziert. Gleichzeitig ist es möglich, unterschiedliche Materialien für den Einsatz und den das Schaufelblatt bildenden Grundkörper zu verwenden. Beispielsweise könnte der Einsatz aus einer Superlegierung hergestellt sein.Due to the modular trailing edge of the turbine blade can be used for the production of the cast airfoil respectively. The cast turbine core required cast iron core structurally less complex than a known from the prior art casting core. At least those openings in the casting core are eliminated, which are needed to form the webs at the trailing edge of the turbine blade. The casting core known from the prior art has at this point the smallest cross-section which, moreover, is also perforated due to the openings arranged there. Due to the small cross-section and the perforation of the previous casting core could break particularly easily when handled at this point. By eliminating the previously arranged in the casting core openings this is now much more massive at the point in question, which increases its rigidity. As a result, the casting core to be used for producing the turbine blade according to the invention is less prone to breakage, which simplifies its handling and reduces costs. At the same time it is possible to use different materials for use and the main body forming the airfoil. For example, the insert could be made of a superalloy.
Zudem gehen die Innenflächen der Schaufelwände versatzfrei in Kanäle des Einsatzes über. Mit anderen Worten: dieIn addition, the inner surfaces of the blade walls go without offset into channels of the insert. In other words: the
Innenflächen der Schaufelblattwände fluchten mit den Innenflächen der Kanäle des Einsatzes. Querschnittssprünge aufgrund unstetiger Übergänge, wie sie beispielsweise beim Stand der Technik gemäß US 6,551,063 Bl auftreten, werden somit vermieden. Durch die Vermeidung der Querschnittsprünge kann selbst auf dem letzten Strömungsabschnitt des Kühlmittels, also unmittelbar vor Verlassen der Turbinenschaufel, eine effiziente und vorbestimmbare Kühlung
eingestellt werden, was die Lebensdauer der Turbinenschaufel erhöht und Kühlmittel einspart.Inner surfaces of the airfoil walls are aligned with the inner surfaces of the channels of the insert. Cross-sectional jumps due to discontinuous transitions, as they occur for example in the prior art according to US 6,551,063 Bl, are thus avoided. By avoiding the cross-sectional jumps, an efficient and predeterminable cooling can take place even on the last flow section of the coolant, ie immediately before leaving the turbine blade be adjusted, which increases the life of the turbine blade and saves coolant.
Weiterer Vorteil ist die vergleichsweise exakte Fertigung des Einsatzes mit geringerer Fertigungsstreuung, verglichen mit der gegossenen Ausgestaltung der Cut-Back-Hinterkante. Bekanntermaßen wird der durch die Hinterkante ausströmenden Massenstrom der Kühlluft im Bereich der Stege durch eine geeignete Wahl der dortigen Geometrie und deren Abmaße einge- stellt. Da nun diese Geometrie nicht mehr im Bereich desAnother advantage is the comparatively exact production of the insert with lower manufacturing spread, compared with the cast configuration of the cut-back trailing edge. As is known, the mass flow of the cooling air flowing out through the trailing edge in the region of the webs is adjusted by a suitable choice of the geometry there and its dimensions. Since this geometry is no longer in the range of
Gussteils liegen muss, sondern im Bereich des Einsatzes liegen kann, kann der Massenstrom aufgrund geringer Fertigungstoleranzen des Einsatzes wesentlich genauer eingestellt werden. Zudem vermindert die wenigere Fertigungsstreuung des Einsatzes wesentlich unterschiedliche Massenströme. Insofern kann durch die Verwendung des Einsatzes Kühlmittel eingespart werden. Zudem kann das Herstellungsverfahren bezüglich der Einstellung der durch die Hinterkante austretenden Kühlluft vereinfacht werden.Casting must lie, but may be in the field of use, the mass flow can be adjusted much more accurate due to low manufacturing tolerances of the insert. In addition, the less production scattering of the insert reduces significantly different mass flows. In this respect can be saved by the use of the use of coolant. In addition, the manufacturing process can be simplified with respect to the adjustment of the exiting through the trailing edge cooling air.
Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen angegeben .Advantageous embodiments are specified in the subclaims.
Gemäß einer ersten vorteilhaften Weiterbildung weist der Ein- satz zwei einander gegenüberliegende Wände auf, die über zueinander beabstandete, sich in Ausströmrichtung des Kühlmittels erstreckende Stege miteinander verbunden sind. Daraus ergibt sich, dass im Wesentlichen nur ein einziger Einsatz in den an der Hinterkante des Schaufelblatts angeordneten Schlitz eingesetzt werden muss. Es wird vermieden, dass eine Vielzahl von jeweils nur als Steg ausgebildete Einsätze befestigt werden müssen, die den entlang der Hinterkantenerstreckung angeordneten Schlitz in Öffnungen unterteilen. Insofern ist der Einsatz mit zwei einander gegenüberliegenden Wänden, die über mehrere Stege miteinander verbunden sind, schnell und einfach in der Turbinenschaufel zu montieren.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung ist derjenige Bereich einer Seitenfläche der druckseitigen Schaufelwand und/oder saugseitigen Schaufelwand, an welcher der Einsatz anliegt, im Querschnitt geradlinig ausgebildet. Dies er- möglicht das Einsetzen des Einsatzes bei der Fertigung der Turbinenschaufel mittels einer einfachen geradlinigen Einsetzbewegung .According to a first advantageous development, the insert has two mutually opposite walls, which are connected to one another via webs which are spaced apart and extend in the outflow direction of the coolant. As a result, essentially only a single insert must be inserted into the slot located at the trailing edge of the airfoil. It is avoided that a plurality of each formed only as a web inserts must be attached, which divide the arranged along the rear edge extension slot in openings. In this respect, the insert with two opposing walls, which are connected to one another via a plurality of webs, can be mounted quickly and easily in the turbine blade. In accordance with a further advantageous embodiment, the region of a side surface of the pressure-side blade wall and / or suction-side blade wall, against which the insert bears, is designed to be rectilinear in cross-section. This enables the insertion of the insert in the manufacture of the turbine blade by means of a simple straight-line insertion movement.
Vorzugsweise erstrecken sich der Schlitz und der darin ange- ordnete Einsatz jeweils von einem Fußbereich des Schaufelblatts bis zu einem Spitzenbereich des Schaufelblatts. Hierdurch kann eine größere Anzahl an Bauteilen, die zur Herstellung der Turbinenschaufel benötigt werden, vermieden werden.Preferably, the slot and the insert disposed therein each extend from a root portion of the airfoil to a tip portion of the airfoil. As a result, a larger number of components that are needed for the production of the turbine blade can be avoided.
Zweckmäßiger Weise ist der Einsatz mit der druckseitigenAppropriately, the use with the pressure side
Schaufelwand und/oder saugseitigen Schaufelwand verlötet oder verschweißt. Dies ist insbesondere dann einfach zu bewerkstelligen und von Vorteil, wenn der Einsatz zwei einander gegenüberliegende Wände aufweist. Ein Passieren der im Inneren der Turbinenschaufel strömenden Kühlluft durch einen Spalt zwischen einer Wand des Einsatzes und der dieser unmittelbar gegenüberliegenden Seitenfläche der jeweiligen Schaufelwand kann somit vermieden werden.Vane wall and / or suction side vane wall soldered or welded. This is particularly easy to accomplish and advantageous if the use has two opposing walls. Passage of the cooling air flowing inside the turbine blade through a gap between a wall of the insert and the immediately opposite side surface of the respective blade wall can thus be avoided.
Vorzugsweise ist die Turbinenschaufel als gegossene Turbinenschaufel in Form einer Leitschaufel oder einer Laufschaufel mit mindestens einer quer zum Schaufelblatt angeordneten Plattform ausgebildet.Preferably, the turbine blade is formed as a cast turbine blade in the form of a vane or blade having at least one platform transverse to the airfoil.
Weitere strukturelle Merkmale sowie weitere Vorteile einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel ergeben sich aus der Zeichnung und der nachfolgenden Figurenbeschreibung. Es zeigen :Further structural features and further advantages of a turbine blade according to the invention will become apparent from the drawing and the following description of the figures. Show it :
FIG 1 den Querschnitt durch ein Schaufelblatt einer Turbinenschaufel,
FIG 2 den Querschnitt durch den Hinterkantenbereich einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel im Detail,1 shows the cross section through an airfoil of a turbine blade, 2 shows the cross section through the trailing edge region of a turbine blade according to the invention in detail,
FIG 3 den Querschnitt durch einen Einsatz für die Hinter- kante einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel,3 shows the cross section through an insert for the trailing edge of a turbine blade according to the invention,
FIG 4 die Seitensicht auf den Einsatz gemäß FIG 3 und4 shows the side view of the insert according to FIG. 3 and FIG
FIG 5 den Querschnitt durch den Hinterkantenbereich eines Schaufelblatts einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel mit darin angeordnetem Einsatz.5 shows the cross section through the trailing edge region of a blade of a turbine blade according to the invention with insert arranged therein.
In FIG 1 ist der Querschnitt durch das Schaufelblatt 12 einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 10 schematisch darge- stellt. Die Turbinenschaufel 10 kann sowohl als Leitschaufel einer stationären Gasturbine aber auch als Laufschaufel ausgebildet sein. Die in der Regel im Gießverfahren und somit grundlegend einstückige Turbinenschaufel 10 weist einen nicht weiter dargestellten Fußbereich zur Befestigung der Turbinen- schaufei 10 an einem Schaufelträger oder im Falle von einer Laufschaufei, an einem Rotor der Gasturbine auf. Daran angeordnet befindet sich eine Plattform 14, von der aus sich das aerodynamisch gekrümmte Schaufelblatt 12 bis zu einer aufgrund der Schnittdarstellung nicht weiter sichtbaren Blatt- spitze erstreckt. Das aerodynamisch gekrümmte Schaufelblatt 12 umfasst im Wesentlichen eine saugseitige Schaufelwand 16 sowie eine druckseitige Schaufelwand 18. Beide Schaufelwände 16, 18 erstrecken sich von einer gemeinsamen Vorderkante 20 zu einem Hinterkantenbereich 22 des Schaufelblatts 12. Das Schaufelblatt 12 ist im Inneren hohl ausgebildet, wobei die dort angeordneten Hohlräume 24 durch sich von der druckseitigen Schaufelwand 18 zur saugseitigen Schaufelwand 16 sowie sich vom Fußbereich zum Schaufelplattspitzenbereich erstreckende Rippen 26 unterteilt sind. Die Hohlräume 24 können da- bei sequentiell, parallel oder beliebig kombiniert von einem Kühlmittel, beispielsweise Kühlluft, durchströmbar sein, wobei das im zum Hinterkantenbereich 22 benachbarten Hohlraum 24 strömende Kühlmittel durch Kanäle 28 zu Öffnungen 30 ge-
führt werden kann, welche im Hinterkantenbereich 22 druckseitig angeordnet sind. Zwischen dem Kühlkanal 28 und den Öffnungen 30 können dabei in Reihen oder in Feldern angeordnete, sog. Pin-Fins 32 vorgesehen sein, die eine Verwirbelung und Umlenkung der zu den Öffnungen 30 strömenden Kühlluft herbeiführen sollen, um die in den Schaufelwänden 16, 18 vorhandene Wärmeenergie beim Betrieb der Gasturbine aufzunehmen und aus diesen abzutransportieren. Aufgrund der druckseitig angeordneten Öffnungen 30 handelt es sich bei der in FIG 1 schema- tisch dargestellten Turbinenschaufel 10 um eine Turbinenschaufel 10 mit einer sog. Cut-Back-Hinterkante. Die im Hinterkantenbereich 22 angeordneten Öffnungen 30 sind dabei entlang der Hinterkantenerstreckung vom plattformseitigen Bereich der Hinterkante bis zum spitzenseitigen Bereich der Hinterkante gleichmäßig verteilt und durch Stege voneinander getrennt .In FIG. 1, the cross section through the airfoil 12 of a turbine blade 10 according to the invention is shown schematically. The turbine blade 10 may be formed both as a stationary blade of a stationary gas turbine but also as a blade. The generally in the casting process and thus fundamentally integral turbine blade 10 has a foot region not shown for attachment of the turbine blade 10 on a blade carrier or in the case of a rotor, on a rotor of the gas turbine. Arranged thereon is a platform 14, from which the aerodynamically curved airfoil 12 extends to a leaf tip which is not further visible on the basis of the sectional view. The aerodynamically curved airfoil 12 essentially comprises a suction-side vane wall 16 and a pressure-side vane wall 18. Both vane walls 16, 18 extend from a common leading edge 20 to a trailing edge region 22 of the airfoil 12. The airfoil 12 is hollow in its interior arranged cavities 24 are divided by itself from the pressure-side blade wall 18 to the suction-side blade wall 16 and extending from the foot to the blade tip region ribs 26. The cavities 24 can be flowed through sequentially, in parallel or in any combination of a coolant, for example cooling air, whereby the coolant flowing in the cavity 24 adjoining the trailing edge region 22 passes through channels 28 to openings 30. can be performed, which are arranged on the pressure side in the trailing edge region 22. Between the cooling channel 28 and the openings 30, so-called pin fins 32 arranged in rows or in fields can be provided, which are intended to bring about turbulence and deflection of the cooling air flowing to the openings 30, in order to accommodate those in the blade walls 16, 18 Receive thermal energy during operation of the gas turbine and remove it. Due to the openings 30 arranged on the pressure side, the turbine blade 10 shown schematically in FIG. 1 is a turbine blade 10 with a so-called cut-back trailing edge. The openings 30 arranged in the trailing edge region 22 are distributed uniformly along the trailing edge extension from the platform-side region of the trailing edge to the tip-side region of the trailing edge and are separated from one another by webs.
In FIG 2 ist der Hinterkantenbereich 22 gemäß FIG 1 im Detail dargestellt, jedoch unter Ausblendung des dort vorzusehenden erfindungsgemäßen Einsatzes. Der in FIG 2 dargestellte Hinterkantenbereich 22 ist Teil eines Grundkörpers des Schaufelblattes 12, welcher einstückig in einem Gießverfahren hergestellt worden ist. Die in FIG 2 dargestellte saugseitige Schaufelwand 16 erstreckt sich bis zu ihrer Hinterkante 36, wohingegen eine Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufelwand 18, bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt 12 umströmenden Arbeitsmediums, stromauf der Hinterkante 36 der saug- seitigen Schaufelwand 16 angeordnet ist. Zwischen der Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufelwand 18 und derjenigen Seitenfläche 40 der saugseitigen Schaufelwand 16, welcher der Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufelwand 18 zugewandt ist, ist ein Schlitz 42 vorgesehen. Der Schlitz 42 erstreckt sich über die gesamte Höhe des Schaufelblatts 16, welche senkrecht zur Zeichnungsebene erfasst wird. Die Höhe des Schaufelblatts 12 wird somit zwischen der Plattform 14 und der Spitze des Schaufelblatts 12 erfasst.
Zum Herstellen einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 10 ist vorgesehen, dass der in FIG 3 im Querschnitt dargestellte Einsatz 44 von außen in den Schlitz 42 eingesetzt und dort befestigt wird. Der Einsatz 44 umfasst im Wesentlichen zwei Wände 46, 48, zwischen denen mehrere Stege 50 (siehe FIG 4) angeordnet sind, um die beiden Wände 46, 48 miteinander zu verbinden und den Einsatz 44 als Einheit auszugestalten. Zwischen den Stegen 50 sind somit Kanäle 52 vorhanden, durch die das im Inneren der Turbinenschaufel 10 strömende Kühlmittel, beispielsweise Kühlluft, aus der Turbinenschaufel 10 austreten kann. Die Kanäle 52 münden dabei als in der Oberfläche des Einsatzes 44 angeordnete Öffnungen 30, welche in FIG 1 lediglich schematisch dargestellt sind.In FIG. 2, the trailing edge region 22 according to FIG. 1 is shown in detail, but with suppression of the insert according to the invention to be provided there. The trailing edge region 22 shown in FIG. 2 is part of a main body of the airfoil 12, which has been produced in one piece in a casting process. The suction-side blade wall 16 shown in FIG. 2 extends up to its trailing edge 36, whereas a trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18 is arranged upstream of the trailing edge 36 of the suction-side blade wall 16 relative to the direction of the working medium flowing around the blade 12. Between the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18 and that side surface 40 of the suction-side blade wall 16, which faces the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18, a slot 42 is provided. The slot 42 extends over the entire height of the airfoil 16, which is detected perpendicular to the plane of the drawing. The height of the airfoil 12 is thus detected between the platform 14 and the tip of the airfoil 12. To produce a turbine blade 10 according to the invention, it is provided that the insert 44 shown in cross-section in FIG. 3 is inserted from outside into the slot 42 and fastened there. The insert 44 essentially comprises two walls 46, 48, between which a plurality of webs 50 (see FIG. 4) are arranged, in order to connect the two walls 46, 48 to one another and to configure the insert 44 as a unit. Channels 52 are thus present between the webs 50, through which the coolant flowing inside the turbine blade 10, for example cooling air, can exit from the turbine blade 10. The channels 52 open as arranged in the surface of the insert 44 openings 30, which are shown only schematically in Figure 1.
In FIG 2 ist im Bereich des Schlitzes 42 imIn FIG 2 is in the region of the slot 42 in
Schaufelgrundkörper kühlkanalseitig eine Stufe 43 dargestellt. Die Stufenhöhe entspricht dabei der Wandstärke der Wand 46 des Einsatzes 44 zzgl. eines etwaigen Raumbedarfs für die Befestigung des Einsatzes 44 an der entsprechenden Wand 16. Mittels dieser Maßnahme sind die das Kühlmittel führenden Flächen des Schaufelinneren und des Einsatzes 44 zueinander versatz- und kantenfrei, was die verlustarme Führung des Kühlmittels ermöglicht.Shovel main body cooling channel side a stage 43 shown. The step height corresponds to the wall thickness of the wall 46 of the insert 44 plus any space required for the attachment of the insert 44 on the corresponding wall 16. By means of this measure, the coolant leading surfaces of the blade interior and the insert 44 are mutually offset and edge free, which allows the low-loss guidance of the coolant.
FIG 5 zeigt im Querschnitt gemäß FIG 2 den Hinterkantenbereich 22 der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 10, bei der der Einsatz 44 im Schlitz 42 angeordnet und durch Verlöten oder Verschweißen befestigt ist. Die Wand 48 des Einsatzes 44 ist dabei mit der Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufel- wand 18 verbunden. Die Wand 46 ist mit der Seitenfläche 40 der saugseitigen Schaufelwand 16 verbunden. In den verlöteten oder verschweißten Bereichen liegen jeweils die betreffenden Wandflächen geradlinig aneinander, wodurch der Einsatz 44 vergleichweise einfach positionierbar ist.5 shows the rear edge region 22 of the turbine blade 10 according to the invention, in which the insert 44 is arranged in the slot 42 and fastened by soldering or welding. The wall 48 of the insert 44 is connected to the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18. The wall 46 is connected to the side surface 40 of the suction side vane wall 16. In the soldered or welded areas in each case the respective wall surfaces are in a straight line to each other, whereby the insert 44 is relatively easy to position.
Ingesamt wird mit der Erfindung eine Turbinenschaufel 10 für eine Gasturbine angegeben, bei der der nach Art einer Cut- Back-Hinterkante ausgebildete Hinterkantenbereich 22 modular
ausgebildet ist. Hierzu ist vorgesehen, dass im Bereich 22 der Hinterkante des Schaufelblatts 10 ein sich von der Plattform bis zur Schaufelspitze erstreckender Schlitz 42 druckseitig vorgesehen ist, in welchem ein Einsatzbauteil 44 ange- ordnet ist, in dem die für eine Cut-Back-Hinterkante typischen Stege 50 ausgebildet sind. Der Einsatz 44 weist somit zwischen den Stegen 50 angeordnete Kanäle 52 auf, die in Öffnungen 30 münden, aus denen das im Inneren des Schaufelblatts 10 strömbare Kühlmittel aus dem Schaufelblatt 10 ausströmbar ist. Durch die vorgeschlagene Maßnahme kann ein im Hinterkantenbereich weiter aufgedickter Gusskern für die Herstellung des gegossenen Schaufelblatts 12 verwendet werden, wodurch dessen mechanische Integrität verbessert wird und dieser während seiner Handhabung weniger zum Zerbrechen neigt. Außerdem kann mit einer derartigen Turbinenschaufel 10 die Menge der an der Hinterkante austretenden Kühlluft vergleichsweise genau mittels eines nicht gegossenen, herkömmlich hergestellten Einsatzes 44 eingestellt werden.Overall, the invention provides a turbine blade 10 for a gas turbine, in which the trailing edge region 22 designed in the manner of a cut-back trailing edge 22 is modular is trained. For this purpose, it is provided that in the region 22 of the trailing edge of the blade 10, a slot 42 extending from the platform to the blade tip is provided on the pressure side, in which an insert component 44 is arranged, in which the webs typical for a cut-back trailing edge 50 are formed. The insert 44 thus has disposed between the webs 50 channels 52 which open into openings 30, from which the flowable in the interior of the airfoil 10 coolant from the airfoil 10 can be flowed out. By the proposed measure, a core further thickened in the trailing edge region for the production of the cast airfoil 12 can be used, whereby its mechanical integrity is improved and this tends less to break during its handling. In addition, with such a turbine blade 10, the amount of cooling air exiting at the trailing edge can be adjusted comparatively accurately by means of a non-cast, conventionally made insert 44.
Selbstverständlich ist es möglich, dass der Einsatz 44 nicht nur die im Hinterkantenbereich angeordneten Stege 50 aufweist. Selbstverständlich ist möglich, das der Einsatz 44 auch die üblicher Weise weiter im Inneren der Turbinenschaufel 10 stromauf angeordneten Pin-Fins 32 umfasst, wobei der Einsatz 44 auch einen geringfügigen Teil der druckseitigenOf course, it is possible that the insert 44 has not only arranged in the trailing edge region webs 50. Of course, it is possible that the insert 44 also includes the usual way further inside the turbine blade 10 upstream pin-fins 32, wherein the insert 44 and a minor part of the pressure side
Schaufelwand 18 bilden kann, so wie es in FIG 5 exemplarisch mit dem Bezugszeichen 54 dargestellt ist.
Blade wall 18 may form, as shown by way of example in FIG 5 by the reference numeral 54.
Claims
1. Turbinenschaufel (10) für eine Gasturbine, mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt (12) umfassend eine druckseitige Schaufelwand (18) und eine saugseitige Schaufelwand (16), die sich von einer gemeinsamen, von einem Arbeitsmedium anströmbaren Vorderkante (20) des Schaufelblatts (12) zu jeweils einer Hinterkante (36, 38) erstrecken, wobei die Hinterkante (38) der druckseitigen Schaufelwand (18) - bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt (12) umströmenden Arbeitsmediums - stromauf der Hinterkante (36) der saugseitigen Schaufelwand (16) angeordnet ist, dadurch gekennzeichnet, dass in einem von der Hinterkante (38) der druckseitigen Schaufelwand (18) und der saugseitigen Schaufelwand (16) begrenzten Schlitz (42) ein Einsatz (44) angeordnet ist, durch den ein im Inneren des Schaufelblatts (12) strömbares Kühlmittel aus dem Schaufelblatt (12) ausströmbar ist, wobei die Innenflächen der Schaufelwände (16, 18) versatzfrei in Kanäle (46) des Einsatzes (44) übergehen.A turbine blade (10) for a gas turbine, comprising an aerodynamically curved airfoil (12) comprising a pressure-side vane wall (18) and a suction-side vane wall (16) extending from a common, of a working medium approachable leading edge (20) of the airfoil (20). 12) extend in each case to a trailing edge (36, 38), wherein the trailing edge (38) of the pressure-side blade wall (18) - based on the direction of the working medium flowing around the blade (12) - upstream of the trailing edge (36) of the suction-side blade wall (16 ) is arranged, characterized in that in one of the trailing edge (38) of the pressure-side blade wall (18) and the suction-side blade wall (16) limited slot (42) an insert (44) is arranged through which a in the interior of the airfoil ( 12) flowable coolant from the blade (12) can be flowed out, wherein the inner surfaces of the blade walls (16, 18) pass without offset into channels (46) of the insert (44) ,
2. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1, bei der der Einsatz (44) zwei einander gegenüberliegende Wände (46, 48) aufweist, die über zueinander beabstandete, sich in Ausströmrichtung des Kühlmittels erstreckende Stege (50) miteinander verbunden sind.2. A turbine blade (10) according to claim 1, wherein the insert (44) has two opposing walls (46, 48) which are interconnected by spaced, in the outflow direction of the coolant extending webs (50).
3. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1 oder 2, bei der derjenige Bereich einer Seitenfläche der druckseitigen Schaufelwand (18) und/oder saugseitigen Schaufelwand (16), an welcher der Einsatz (44) anliegt, im Querschnitt geradlinig ausgebildet ist.3. turbine blade (10) according to claim 1 or 2, wherein that portion of a side surface of the pressure-side blade wall (18) and / or suction side blade wall (16) against which the insert (44) is formed in a straight line in cross section.
4. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1, 2 oder 3, bei der der Schlitz (42) und der darin angeordnete Einsatz (44) sich jeweils von einem Fußbereich des Schaufelblatts (12) bis zu einem Spitzenbereich des Schaufelblatts (12) erstrecken .A turbine blade (10) according to claim 1, 2 or 3, wherein the slot (42) and insert (44) disposed therein extend from a root portion of the airfoil (12) to a tip portion of the airfoil (12). extend.
5. Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche, bei der der Einsatz (44) mit der druckseitigen Schaufelwand (18) und/oder saugseitigen Schaufelwand (6) verlötet oder verschweißt ist.5. turbine blade (10) according to one of the preceding claims, wherein the insert (44) with the pressure-side blade wall (18) and / or suction-side blade wall (6) is soldered or welded.
6. Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche, ausgebildet als Leitschaufel und/oder Laufschaufel mit mindestens einer quer zum Schaufelblatt (12) angeordneten Plattform (14) . 6. turbine blade (10) according to one of the preceding claims, designed as a guide vane and / or blade with at least one transversely to the blade (12) arranged platform (14).
Applications Claiming Priority (2)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| EP08016009.6 | 2008-09-11 | ||
| EP08016009A EP2163726A1 (en) | 2008-09-11 | 2008-09-11 | Turbine blade with a modular, tiered trailing edge |
Publications (1)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| WO2010028913A1 true WO2010028913A1 (en) | 2010-03-18 |
Family
ID=40210517
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| PCT/EP2009/059958 WO2010028913A1 (en) | 2008-09-11 | 2009-07-31 | Turbine blade having a modular, stepped trailing edge |
Country Status (2)
| Country | Link |
|---|---|
| EP (1) | EP2163726A1 (en) |
| WO (1) | WO2010028913A1 (en) |
Cited By (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013144024A1 (en) | 2012-03-28 | 2013-10-03 | Alstom Technology Ltd | Method for separating a metal part from a ceramic part |
| EP2781691A1 (en) | 2013-03-19 | 2014-09-24 | Alstom Technology Ltd | Method for reconditioning a hot gas path part of a gas turbine |
Families Citing this family (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| EP2907969A1 (en) | 2014-02-14 | 2015-08-19 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade and method for producing/restoring same |
| EP3192970A1 (en) * | 2016-01-15 | 2017-07-19 | General Electric Technology GmbH | Gas turbine blade and manufacturing method |
| CN109014056A (en) * | 2018-10-10 | 2018-12-18 | 成都航宇超合金技术有限公司 | Positioning for casting the transfer of turbo blade benchmark is poured tooling |
Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6551063B1 (en) * | 2001-12-20 | 2003-04-22 | General Electric Company | Foil formed structure for turbine airfoil trailing edge |
| EP1847684A1 (en) * | 2006-04-21 | 2007-10-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade |
Family Cites Families (1)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6974308B2 (en) | 2001-11-14 | 2005-12-13 | Honeywell International, Inc. | High effectiveness cooled turbine vane or blade |
-
2008
- 2008-09-11 EP EP08016009A patent/EP2163726A1/en not_active Withdrawn
-
2009
- 2009-07-31 WO PCT/EP2009/059958 patent/WO2010028913A1/en active Application Filing
Patent Citations (2)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| US6551063B1 (en) * | 2001-12-20 | 2003-04-22 | General Electric Company | Foil formed structure for turbine airfoil trailing edge |
| EP1847684A1 (en) * | 2006-04-21 | 2007-10-24 | Siemens Aktiengesellschaft | Turbine blade |
Cited By (3)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| WO2013144024A1 (en) | 2012-03-28 | 2013-10-03 | Alstom Technology Ltd | Method for separating a metal part from a ceramic part |
| EP2781691A1 (en) | 2013-03-19 | 2014-09-24 | Alstom Technology Ltd | Method for reconditioning a hot gas path part of a gas turbine |
| US9926785B2 (en) | 2013-03-19 | 2018-03-27 | Ansaldo Energia Ip Uk Limited | Method for reconditioning a hot gas path part of a gas turbine |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| EP2163726A1 (en) | 2010-03-17 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| EP1113145B1 (en) | Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge | |
| EP2304185B1 (en) | Turbine vane for a gas turbine and casting core for the production of such | |
| DE3211139C1 (en) | Axial turbine blades, in particular axial turbine blades for gas turbine engines | |
| EP3298242B1 (en) | Blade for a turbo engine and method for manufacturing same | |
| DE69823236T2 (en) | DEVICE FOR COOLING GAS TURBINE SHOVELS AND METHOD FOR THE PRODUCTION THEREOF | |
| EP1266127B1 (en) | Cooling system for a turbine blade | |
| DE60223115T2 (en) | Coolant fluid guide in a gas turbine blade | |
| EP2611990B1 (en) | Turbine blade for a gas turbine | |
| DE10001109A1 (en) | Cooled blade for gas turbine, with several internal cooling channels running radially in blade | |
| EP2059655B1 (en) | Cooled turbine rotor blade | |
| EP1267040A2 (en) | Gas turbine blade | |
| DE102011121634A1 (en) | turbine blade | |
| EP1247602B1 (en) | Method for producing an airfoil | |
| DE2627670B2 (en) | Cooled blade | |
| EP2257399A1 (en) | Blade for a gas turbine | |
| CH705185A1 (en) | Blade for a gas turbine and processes for manufacturing such a blade. | |
| WO2010028913A1 (en) | Turbine blade having a modular, stepped trailing edge | |
| EP1113144B1 (en) | Cooled fluid directing means for a turbomachine working at high temperatures | |
| EP2489837A1 (en) | Metering insert for turbine blade and corresponding turbine blade | |
| WO2016134907A2 (en) | Stator or rotor blade device and casting core | |
| DE10016081A1 (en) | Plate-shaped, projecting component section of a gas turbine | |
| EP3232001A1 (en) | Rotor blade for a turbine | |
| EP2095894A1 (en) | Method for manufacturing a turbine blade that is internally cooled | |
| WO2010086402A2 (en) | Method for producing a component of a gas turbine | |
| EP2861829A1 (en) | Air-cooled turbine rotor blade for a gas turbine |
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: 09812693 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |
|
| NENP | Non-entry into the national phase |
Ref country code: DE |
|
| 122 | Ep: pct application non-entry in european phase |
Ref document number: 09812693 Country of ref document: EP Kind code of ref document: A1 |