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WO2014009077A1 - Turbinenschaufel für eine gasturbine - Google Patents

Turbinenschaufel für eine gasturbine Download PDF

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Publication number
WO2014009077A1
WO2014009077A1 PCT/EP2013/061957 EP2013061957W WO2014009077A1 WO 2014009077 A1 WO2014009077 A1 WO 2014009077A1 EP 2013061957 W EP2013061957 W EP 2013061957W WO 2014009077 A1 WO2014009077 A1 WO 2014009077A1
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WO
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blade
rib
turbine
leading edge
turbine blade
Prior art date
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Ceased
Application number
PCT/EP2013/061957
Other languages
English (en)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Hans-Thomas Bolms
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Siemens AG
Siemens Corp
Original Assignee
Siemens AG
Siemens Corp
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG, Siemens Corp filed Critical Siemens AG
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Ceased legal-status Critical Current

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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
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade for a gas turbine having an aerodynamically curved airfoil having a suction side sidewall and a pressure side sidewall extending along a chord from a common leading edge to a trailing edge and in a spanwise direction with a total span from a blade root end to a gas turbine engine blade extend the blade end, wherein the blade is designed to guide a coolant hollow and in the interior of a parallel to the front edge extending rib with openings suitable for impingement cooling of the inside of the leading edge is provided.
  • casting cores Lead the leading edge of the turbine blades.
  • such geometries lead to the required casting cores being comparatively complex.
  • the complexity of the casting cores with comparatively filigree designs requires a certain fragility, so that the handling of the casting cores to avoid fractures requires special care.
  • such casting cores can also be used when filling the Casting device with hot liquid metal break, which increases the reject rate of the manufacturing process.
  • the object of the invention is therefore to provide a turbine blade in which the disadvantages known from the prior art are reduced, if not avoided.
  • a turbine blade for a gas turbine engine comprising an aerodynamically curved airfoil having a suction side wall and a pressure side side wall extending along a chord from a leading edge to a trailing edge and in a spanwise direction with a total span from a shoe-tail end extend to a blade end, wherein the blade is designed to guide a coolant hollow and in the interior of which is provided parallel to the leading edge extending rib with openings suitable for impingement cooling the inside of the leading edge, it is proposed that the length of the rib in Spannweiteraum smaller is 80% of the total span and the rib is located approximately midway between the two rib ends.
  • the proposed solution reduces the complexity of the structure inside the turbine blade, with the result that the casting core required for this purpose is likewise less complex.
  • the reduced complexity then leads to increased stability of the casting core, so that it is less prone to breakage.
  • the reduced tendency to fracture improves handling and also the reject rate.
  • an adaptation of the cooling to the actually required cooling requirements is achieved with the embodiment according to the invention. It has been shown that in Spannweitecardi - ie in an axially flowed stationary gas turbine in the radial direction - the highest temperature load in the range of the central span occurs and to the edge sections, ie at an annular hot gas duct radially outside or radially inside, is less. In the course of this, a locally adapted cooling of the leading edge of the blade can be achieved with the proposed turbine blade.
  • no end of the two ends of the ribs, which face the blade root and the blade head, are integrally connected to the inside of the front edge by a transition region.
  • the unconnected ends lead to a comparatively large space between the rib ends and the inside of the front edge, which can be produced by a casting core which is thickened at this point. This measure increases the stability of the casting core and may ultimately lead to a lower reject rate in the manufacture of such turbine blades.
  • turbine blades have leading edge channels for coolant between the inside of the leading edge and the rib, which can be set up for different cooling concepts. Due to the existing free spaces between the ends of the rib and the inside of the leading edge, a purely convective cooling of the inside of the leading edge, possibly configured with turbulators, can be achieved.
  • the "crossover holes" present in the rib are then without function, but a turbine blade produced with the same casting device and the same casting cores can also be used for impact cooling of the billets. derkante be corrected. For this purpose, only after the casting of the turbine blade, the free space between one end of the rib and the inside of the front edge with the help of a plug to close later. The latter turbine blades are then capable of withstanding higher temperatures than the convectively cooled ones.
  • an end of the rib facing a blade root or an end of the rib facing a blade head forms with the inside of the leading edge an opening present after casting, which is closed in each case by means of a separately produced plug.
  • a purely convective cooling of the leading edge should be provided according to an advantageous development in the integral transition region openings for discharging a coolant from the space between the inside of the leading edge and the rib.
  • the turbine blade may be formed as a blade or as a vane.
  • FIG. 1 shows a schematic representation of a turbine blade in the form of a guide blade
  • FIG. 2 shows the longitudinal section through the blade of a turbine blade according to FIG. 1 in a first embodiment
  • FIG. 1 shows a side view of a turbine blade 10 designed as a guide vane of a first gas turbine stage.
  • the turbine blade 10 comprises a foot-side platform 12 for fastening the turbine blade 10 to a turbine guide vane carrier (not shown). Furthermore, it comprises an airfoil 14 which adjoins the platform 12 in spanwise direction. In the operating position of the turbine blade 10 in an axially flowing gas turbine, a head-side platform 15 adjoins the inner end of the blade 14.
  • the airfoil 14 includes a leading edge 16 from which a pressure-side sidewall 20 and a suction-side sidewall extend toward a trailing edge 22.
  • the airfoil 14 extends in a spanwise direction from a foot-side end 24 to a head-side end 26. Along this spanwise direction, the airfoil has a total span that is normalized to 100%, the origin being blade-sided - that is, at the transition point from platform 12 to shuffle - Foot end 24 - is arranged.
  • FIG. 2 shows the section through the front edge region of the turbine blade 10 according to FIG. 1.
  • the blade end-side blade end 24 is shown above the blade tip end 26, as in FIG.
  • the point provided with the reference numeral 21 is arranged centrally between the base foot-side end 24 and the blade end 26 of the airfoil 14. In this respect, the point 21 lies at 50% of the total span starting from the blade end 24.
  • a rib 30 extends parallel to the front edge 16. This rib 30 internally connects the pressure-side side wall 20 with the suction-side side wall, so that a front edge space 34 is formed between an inner side 32 of the front edge 16 and the rib 30.
  • the rib 30 also has an end 36 facing the blade root and an end 38 facing the blade head. The the scoop-head end 38 merges with the leading edge 16 via a transition region 40.
  • the rib 30 and the transition region 40 are integrally formed with the remainder of the airfoil 14, they are integral.
  • at least one opening, or as shown by way of example, two openings 42 for discharging a coolant 44 from the leading edge space 34 is provided.
  • the hollow space of the turbine blade 10 can be supplied with cooling air 44 from the base side. A portion of this cooling air 44 can flow into the leading edge space 34 and thereby cool the front edge 16 from the inside. The cooling air 44 flowing into the leading edge space 34 then exits via the openings 42.
  • turbulators 46 are provided on the inner sides 32 of the front edge 16 and / or inner sides of the side walls 20 in order to increase the heat transfer.
  • the opening 48 formed by the blade end 36 of the rib 30 and the leading edge 16 is closed by a separately produced plug 50 (FIG. 3).
  • exit holes 52 are introduced into the front edge 16.
  • a cooling air 44 flowing inside will flow into the leading edge space 34 through openings 54, 42 arranged in the rib, thereby preliminarily cooling the front edge 16 in the section of the rib 30.
  • the heated cooling air can escape through the subsequently produced outlet holes 52 from the turbine blade 10.
  • the openings 42 can also be closed by plugs.
  • the invention thus relates to a turbine blade 10 for a gas turbine, with an aerodynamically curved blade 14, which has a suction-side side wall and a pressure-side side wall 20 extending along a chord from a common leading edge 16 to a trailing edge 22 and in a Spannweiteraum with a Overall span ranging from a blade end 24 to a blade end 26, wherein the blade 14 is designed to guide a coolant hollow and in the interior of a parallel to the front edge 16 extending rib 30 with openings 54 suitable for impingement cooling the inside 32 of the leading edge 16 is provided is.
  • Spanweitecardi is less than 80% of the total span and the rib is approximately centrally located between its two ends 24, 26.

Landscapes

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

Description

Beschreibung
Turbinenschaufel für eine Gasturbine
Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel für eine Gasturbine, mit einem aerodynamisch gewölbten Schaufelblatt, welches eine saugseitige Seitenwand und eine druckseitige Seitenwand aufweist, die sich entlang einer Profilsehne von einer gemeinsamen Vorderkante zu einer Hinterkante und in einer Spannweiterichtung mit einer Gesamtspannweite von einem schaufelfußseitigen Ende zu einem schaufelkopfseitigen Ende erstrecken, wobei das Schaufelblatt zur Führung eines Kühlmittels hohl ausgestaltet ist und in dessen Inneren eine sich parallel zur Vorderkante erstreckende Rippe mit Öffnungen geeignet zur Prallkühlung der Innenseite der Vorderkante vorgesehen ist.
Gattungsgemäße Turbinenschaufeln sind aus dem umfangreich verfügbaren Stand der Technik längstens bekannt. In der Regel werden derartige Turbinenschaufeln im Gussverfahren hergestellt, so dass diese integral, d.h. einstückig sind. Eine im Inneren vorhandene Rippe, welche sich von der druckseitigen Seitenwand zur saugseitigen Seitenwand über die gesamte Höhe des Schaufelblatts in Spannweiterichtung erstreckt, ist mitgegossen, wobei die dafür erforderlichen Gusskerne so ausgestaltet sind, dass in der Rippe Öffnungen verbleiben. Diese auch als „cross-over-holes" bekannten Öffnungen dienen dann zur Erzeugung von Kühlmittelstrahlen, die auf der Innenseite der Vorderkante aufprallen und somit eine Prallkühlung der
Vorderkante der Turbinenschaufeln bewirken. Derartige Geometrien führen jedoch dazu, dass die erforderlichen Gusskerne vergleichsweise komplex sind. Die Komplexität der Gusskerne mit vergleichsweise filigranen Ausgestaltungen bedingt jedoch eine gewisse Fragilität, so dass die Handhabung der Gusskerne zur Vermeidung von Brüchen besonderer Vorsicht bedarf. Zusätzlich können derartige Gusskerne auch beim Befüllen der Gießvorrichtung mit heißem flüssigem Metall brechen, was die Ausschussquote des Herstellungsprozesses erhöht.
Aufgabe der Erfindung ist daher die Bereitstellung einer Tur- binenschaufel , bei der die aus dem Stand der Technik bekannten Nachteile reduziert, wenn nicht gar vermieden werden.
Die der Erfindung zugrundeliegende Aufgabe wird mit einer Turbinenschaufel gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst . Vorteilhafte Weiterbildungen der Turbinenschaufel sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben, wobei diese in beliebiger Weise miteinander kombiniert werden können.
Bei einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel für eine Gastur- bine, mit einem aerodynamisch gewölbten Schaufelblatt, welches eine saugseitige Seitenwand und eine druckseitige Seitenwand aufweist, die sich entlang einer Profilsehne von einer Vorderkante zu einer Hinterkante und in einer Spannweiterichtung mit einer GesamtSpannweite von einem schaufei - fußseitigen Ende zu einem schaufelkopfseitigen Ende erstrecken, wobei das Schaufelblatt zur Führung eines Kühlmittels hohl ausgestaltet ist und in dessen Inneren eine sich parallel zur Vorderkante erstreckende Rippe mit Öffnungen geeignet zur Prallkühlung der Innenseite der Vorderkante vorgesehen ist, wird vorgeschlagen, dass die Länge der Rippe in Spannweiterichtung kleiner als 80% der Gesamtspannweite ist und die Rippe annähernd mittig zwischen den beiden Rippenenden angeordnet ist. Mit Hilfe der vorgeschlagenen Lösung wird die Komplexität der Struktur im Inneren der Turbinenschaufel reduziert, was zur Folge hat, dass der dafür erforderliche Gusskern ebenfalls weniger komplex ausgestaltet ist. Die verringerte Komplexität führt dann zu einer erhöhten Stabilität des Gusskerns, so dass dieser weniger zum Bruch neigt. Die verringerte Bruchneigung verbessert die Handhabung und auch die Ausschuss- quote . Zugleich erreicht man mit der erfindungsgemäßen Ausgestaltung eine Anpassung der Kühlung an die tatsächlich erforderlichen Kühlanforderungen. Es hat sich gezeigt, dass in Spannweiterichtung - also bei einer axial durchströmten, stationären Gasturbine in Radialrichtung - die höchste Temperaturbelastung im Bereich der mittleren Spannweite auftritt und zu den Randschnitten, also bei einem ringförmigen Heißgaskanal radial außen bzw. radial innen, geringer ist. Im Zuge dessen lässt sich mit der vorgeschlagenen Turbinenschaufel eine lokal angepasste Kühlung der Vorderkante des Schaufelblatts erreichen .
Gemäß einer ersten vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung ist kein Ende der beiden Enden der Rippen, die dem Schaufel - fuß und dem Schaufelkopf zugewandt sind, mit der Innenseite der Vorderkante durch einen Übergangsbereich integral verbunden. Vorzugsweise ist nur ein Ende dieser beiden Enden mit Hilfe eines Übergangsbereichs integral mit der Innenseite der Vorderkante verbunden. Die nicht miteinander verbundenen Enden führen zu einem vergleichsweise großen Freiraum zwischen den Rippenenden und der Innenseite der Vorderkante, welcher durch einen an dieser Stelle aufgedickten Gusskern herstellbar ist. Diese Maßnahme erhöht die Stabilität des Gusskerns und kann schlussendlich zu einer geringeren Aus- schussrate bei der Herstellung derartiger Turbinenschaufeln führen .
Von besonderem Vorteil ist, dass derartige Turbinenschaufeln Vorderkantenkanäle für Kühlmittel zwischen der Innenseite der Vorderkante und der Rippe aufweisen, die für unterschiedliche Kühlkonzepte eingerichtet werden können. Aufgrund der vorhandenen Freiräume zwischen den Enden der Rippe und der Innenseite der Vorderkante kann eine reine konvektive Kühlung der Innenseite der Vorderkante, ggf. ausgestaltet mit Turbulato- ren erreicht werden. Die in der Rippe vorhandenen „cross- over-holes" sind dann ohne Funktion. Eine mit der gleichen Gießvorrichtung und den gleichen Gusskernen hergestellte Turbinenschaufel kann jedoch auch für eine Prallkühlung der Vor- derkante ertüchtigt werden. Hierzu ist lediglich nach dem Gießen der Turbinenschaufel der Freiraum zwischen einem Ende der Rippe und der Innenseite der Vorderkante mit Hilfe eines Stopfens nachträglich zu verschließen. Letztere Turbinen- schaufeln sind dann geeignet, höheren Temperaturen standzuhalten als die konvektiv gekühlten.
Somit formt gemäß einer weiteren bevorzugten Ausgestaltung ein einem Schaufelfuß zugewandtes Ende der Rippe oder ein einem Schaufelkopf zugewandtes Ende der Rippe mit der Innenseite der Vorderkante eine nach dem Guss vorhandene Öffnung, die jeweils mittels eines separat hergestellten Stopfens verschlossen ist. Für den erstgenannten Fall, bei dem eine rein konvektive Kühlung der Vorderkante vorgesehen ist, sollten gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung im integralen Übergangsbereich Öffnungen zum Auslassen eines Kühlmittels aus dem Raum zwischen der Innenseite der Vorderkante und der Rippe vorgesehen sein.
Selbstverständlich kann die Turbinenschaufel als Laufschaufel oder als Leitschaufel ausgebildet sein.
Die Erfindung wird anhand eines weiteren Ausführungsbeispiels näher erläutert. Dabei werden in der Figurenbeschreibung weitere Merkmale und Vorteile der Erfindung angegeben.
Es zeigen: Figur 1 eine schematische Darstellung einer Turbinenschaufel in Form einer Leitschaufel,
Figur 2 den Längsschnitt durch das Schaufelblatt einer Turbinenschaufel gemäß Figur 1 in einer ersten Ausfüh- rungsvariante , und
Figur 3 den Längsschnitt analog zu Figur 2 für ein weiteres
Ausführungsbeispiel . Figur 1 zeigt in einer Seitenansicht eine als Leitschaufel einer ersten Gasturbinenstufe ausgebildete Turbinenschaufel 10. Die Turbinenschaufel 10 umfasst eine fußseitige Plattform 12 zur Befestigung der Turbinenschaufel 10 an einem nicht weiter dargestellten Turbinenleitschaufelträger . Ferner umfasst sie ein Schaufelblatt 14, welches sich in Spannweiterichtung an die Plattform 12 anschließt. In der Betriebslage der Turbinenschaufel 10 in einer axial durchströmten Gastur- bine schließt sich an das innere Ende des Schaufelblatts 14 eine kopfseitige Plattform 15 an. Das Schaufelblatt 14 umfasst eine Vorderkante 16, von der aus sich eine druckseitige Seitenwand 20 und eine saugseitige Seitenwand zu einer Hinterkante 22 hin erstreckt. Das Schaufelblatt 14 erstreckt sich in einer Spannweiterichtung von einem fußseitigen Ende 24 zu einem kopfseitigen Ende 26. Entlang dieser Spannweiterichtung weist das Schaufelblatt eine Gesamtspannweite auf, die normiert 100% beträgt, wobei der Ursprung schaufelfußsei - tig - also im Übergangspunkt von Plattform 12 zum schaufei - fußseitigen Ende 24 - angeordnet ist.
Figur 2 zeigt den Schnitt durch den Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel 10 gemäß Figur 1. Dabei ist in Figur 2 - wie in Figur 1 - das schaufelfußseitige Blattende 24 oberhalb des schaufelkopfseitigen Endes 26 dargestellt. Der mit dem Bezugszeichen 21 versehene Punkt ist mittig zwischen dem schau- felfußseitigen Ende 24 und dem schaufelkopfseitigen Ende 26 des Schaufelblatts 14 angeordnet. Insofern liegt der Punkt 21 bei 50% der Gesamtspannweite ausgehend vom schaufelfußseiti - gen Ende 24.
Im Inneren der Turbinenschaufel 10 erstreckt sich parallel zur Vorderkante 16 eine Rippe 30. Diese Rippe 30 verbindet im Inneren die druckseitige Seitenwand 20 mit der saugseitigen Seitenwand, so dass zwischen einer Innenseite 32 der Vorderkante 16 und der Rippe 30 ein Vorderkantenraum 34 gebildet ist. Die Rippe 30 weist zudem ein dem Schaufelfuß zugewandtes Ende 36 und ein dem Schaufelkopf zugewandtes Ende 38 auf. Das schaufelkopfseitige Ende 38 geht über einen Übergangsbereich 40 in die Vorderkante 16 über. Somit ist die Rippe 30 und der Übergangsbereich 40 einstückig mit dem Rest des Schaufelblatts 14 ausgebildet, sie sind integral. Im Übergangsbereich 40 ist zumindest eine Öffnung, oder wie exemplarisch dargestellt, zwei Öffnungen 42 zum Auslassen eines Kühlmittels 44 aus dem Vorderkantenraum 34 vorgesehen.
Im Betrieb ist dem Hohlraum der Turbinenschaufel 10 von der Fußseite her Kühlluft 44 zuführbar. Ein Teil dieser Kühlluft 44 kann in den Vorderkantenraum 34 einströmen und dabei die Vorderkante 16 von innen her kühlen. Die in den Vorderkantenraum 34 einströmende Kühlluft 44 tritt dann über die Öffnungen 42 aus. Je nach Kühlanforderung kann vorgesehen sein, dass an den Innenseiten 32 der Vorderkante 16 und/oder Innenseiten der Seitenwände 20 Turbulatoren 46 zur Anfachung des Wärmeübergangs vorgesehen sind.
Um eine derartige Turbinenschaufel 10 mit einer im mittleren Bereich der Spannweite angeordneten Prallkühlung zu ertüchtigen, ist vorgesehen, dass die von dem schaufelfußseitigen Ende 36 der Rippe 30 und der Vorderkante 16 geformte Öffnung 48 durch einen separat hergestellten Stopfen 50 (Figur 3) verschlossen wird. Zugleich werden in die Vorderkante 16 Aus- trittslöcher 52 eingebracht. Infolge des sich im Betrieb einstellenden Druckgefälles wird eine im Inneren strömende Kühl- luft 44 durch in der Rippe angeordnete Öffnungen 54, 42 in den Vorderkantenraum 34 einströmen und dabei die Vorderkante 16 im Abschnitt der Rippe 30 prallkühlen. Anschließend kann die aufgeheizte Kühlluft durch die nachträglich hergestellten Austrittslöcher 52 aus der Turbinenschaufel 10 austreten. Je nach Druckgefälle im Inneren der Turbinenschaufel 10 können jedoch die Öffnungen 42 auch durch Stopfen zu verschließen sein .
Mithin lassen sich mit einer einzigen Gießvorrichtung zwei unterschiedliche Typen von gegossenen Turbinenschaufeln 10 herstellen, die allein aufgrund eines simplen nachrüstbaren Stopfens 50 die Anwendung unterschiedlicher Kühlkonzepte für den mittleren Bereich der Vorderkante 16 ermöglichen.
Insgesamt betrifft die Erfindung somit eine Turbinenschaufel 10 für eine Gasturbine, mit einem aerodynamisch gewölbten Schaufelblatt 14, welches eine saugseitige Seitenwand und eine druckseitige Seitenwand 20 aufweist, die sich entlang einer Profilsehne von einer gemeinsamen Vorderkante 16 zu einer Hinterkante 22 und in einer Spannweiterichtung mit einer Gesamtspannweite von einem schaufelfußseitigen Ende 24 zu einem schaufelkopfseitigen Ende 26 erstrecken, wobei das Schaufelblatt 14 zur Führung eines Kühlmittels hohl ausgestaltet ist und in dessen Inneren eine sich parallel zur Vorderkante 16 erstreckende Rippe 30 mit Öffnungen 54 geeignet zur Prallkühlung der Innenseite 32 der Vorderkante 16 vorgesehen ist. Um eine Turbinenschaufel 10 für unterschiedliche Kühlkonfigurationen bereitzustellen und bei der die Ausschlussquote aufgrund eines stabileren Gusskerns verringert ist, wird vorgeschlagen, dass die Länge der Rippe 30 in
Spannweiterichtung kleiner als 80% der Gesamtspannweite ist und die Rippe annähernd mittig zwischen ihren beiden Enden 24, 26 angeordnet ist.

Claims

Patentansprüche
1. Turbinenschaufel (10) für eine Gasturbine,
mit einem aerodynamisch gewölbten Schaufelblatt (14), welches eine saugseitige Seitenwand und eine druckseitige Seitenwand (20) aufweist, die sich entlang einer Profilsehne von einer gemeinsamen Vorderkante (16) zu einer Hinterkante (22) und in einer Spannweiterichtung mit einer Gesamtspann- weite von einem schaufelfußseitigen Ende (24) zu einem schaufelkopfseitigen Ende (26) erstrecken,
wobei das Schaufelblatt (14) zur Führung eines Kühlmittels hohl ausgestaltet ist und in dessen Innerem eine Rippe (30) mit Öffnungen (54) geeignet zur Prallkühlung der Innenseite (32) der Vorderkante (16) vorgesehen ist,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Länge der Rippe (30) in Spannweiterichtung kleiner als 80% der Gesamtspannweite ist und die Rippe (30) annähernd mittig zwischen ihren beiden Enden (36, 38) angeordnet ist.
2. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1,
welche integral ausgestaltet ist.
3. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1 oder 2,
bei der ein einem Schaufelfuß zugewandtes Ende (36) der Rippe (30) oder ein einem Schaufelkopf zugewandtes Ende (38) der Rippe (30) mit der Innenseite (32) der Vorderkante (16) durch einen Übergangsbereich (40) integral verbunden ist .
4. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 3,
bei der im Übergangsbereich (40) Öffnungen (42) zum Auslassen eines Kühlmittels aus einem Raum zwischen Innenseite (32) der Vorderkante (16) und Rippe (30) vorgesehen ist. Turbinenschaufel (10) nach einem der Ansprüche 1, 2 oder
3,
bei der ein einem Schaufelfuß zugewandtes Ende (36) der Rippe (30) oder ein einem Schaufelkopf zugewandtes Ende (38) der Rippe (30) mit der Innenseite (32) der Vorderkante (16) eine Öffnung (48) formen, in der ein separat hergestellter, die Öffnung (48) verschließender Stopfen (50)
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Families Citing this family (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10480327B2 (en) * 2017-01-03 2019-11-19 General Electric Company Components having channels for impingement cooling

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19801804A1 (de) * 1998-01-19 1999-07-22 Siemens Ag Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Inspektion und/oder Reinigung einer Turbinenschaufel
EP1154124A1 (de) * 2000-05-10 2001-11-14 General Electric Company Prallgekühlte Turbinenschaufel
US20080019841A1 (en) * 2006-07-21 2008-01-24 United Technologies Corporation Integrated platform, tip, and main body microcircuits for turbine blades
EP1882817A2 (de) * 2006-07-27 2008-01-30 General Electric Company Kuppelförmige Schaufel für ein Staubloch

Family Cites Families (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5931638A (en) * 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE19801804A1 (de) * 1998-01-19 1999-07-22 Siemens Ag Turbinenschaufel sowie Verfahren zur Inspektion und/oder Reinigung einer Turbinenschaufel
EP1154124A1 (de) * 2000-05-10 2001-11-14 General Electric Company Prallgekühlte Turbinenschaufel
US20080019841A1 (en) * 2006-07-21 2008-01-24 United Technologies Corporation Integrated platform, tip, and main body microcircuits for turbine blades
EP1882817A2 (de) * 2006-07-27 2008-01-30 General Electric Company Kuppelförmige Schaufel für ein Staubloch

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Publication number Publication date
DE102012212289A1 (de) 2014-01-16

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