EP1512489A1 - Schaufel einer Turbine - Google Patents

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EP1512489A1
EP1512489A1 EP03020211A EP03020211A EP1512489A1 EP 1512489 A1 EP1512489 A1 EP 1512489A1 EP 03020211 A EP03020211 A EP 03020211A EP 03020211 A EP03020211 A EP 03020211A EP 1512489 A1 EP1512489 A1 EP 1512489A1
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blade
slot
trailing edge
length
turbine
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Fathi Ahmad
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Siemens AG
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Siemens AG
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    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/141—Shape, i.e. outer, aerodynamic form
    • F01D5/142—Shape, i.e. outer, aerodynamic form of the blades of successive rotor or stator blade-rows
    • F01D5/143—Contour of the outer or inner working fluid flow path wall, i.e. shroud or hub contour
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades

Definitions

  • the invention relates to a blade along a blade axis directed and formed from a body blade of a Turbine comprising a foot area, a head area and an airfoil with one from the foot area to the head area reaching leaf height.
  • the invention also relates to a Method for preventing the propagation of cracks in the Airfoil of the blade of a turbine.
  • Turbines become flow media in a flow channel transported to gain energy from this. These are in the Flow channel arranged turbine blades. For example are in the flow channel of an axial gas turbine in Flow direction alternately alternately Vanes formed vane rings and off Blades formed blade rings arranged.
  • the Guide vanes steer the flow medium in a suitable manner on the blades, which are connected to a rotor and be set in rotation so that kinetic energy of the Flow medium is converted into rotational energy.
  • Such blades in turbomachinery are common exposed to considerable mechanical stress. Especially at at the same time high temperature and high speeds, as in a gas turbine, it comes to a high Material stress of the blade material. This allows Cracks form in the blade material, which build up in the course of the Spread time with continued use. After all There may be a failure of the blade, the Shovel breaks or fragments are removed. For In the direction of flow subsequent blades this can cause considerable damage. A cracking and Crack propagation is thus to be monitored. Depending on Speed of the processes can thereby become one significant reduction in the availability of the turbine come, because regular service intervals to the downtime of the Lead turbine.
  • JP 2000018001 is a gas turbine blade shown at the relief slots in the direction of Bucket axis are introduced to the edge of the head area. These relief slots serve to reduce thermal Tensions in this area. By reducing thermal Tensions should be reduced cracking.
  • the Relief slots are limited to the head area.
  • JP 10299408 shows a gas turbine blade in which Areas of high thermal stresses elliptical holes are introduced, which are to reduce a crack propagation.
  • the holes are in the transition region of the blade and Platform arranged in the airfoil area the Ellipse main axis is directed perpendicular to the blade axis. A corresponding orientation of the holes can be found the trailing edge.
  • the object of the invention is the specification of a turbine blade, exposed to the very low thermal stresses is.
  • this object is achieved by a along directed to a blade axis and from a base body formed turbine blade, comprising a foot area, a Head section and an airfoil with one from the foot area to the head area reaching leaf height and with one of a Blade leading edge to a blade trailing edge reaching sheet width, being in a transitional area between the blade trailing edge and the foot area one Rounding is formed, passing across the Blade trailing edge formed through a discharge slot is.
  • the invention is based on the recognition that the Vane trailing edge of a turbine blade in one area above the rounded transition area between the Vane trailing edge and the foot area and in this rounded transition area itself particularly high is exposed to mechanical stresses. Furthermore, the lies Invention based on the knowledge that the Bucket trailing edge through slots extending transversely to it with appropriate dimensioning not inadmissible is mechanically destabilized. By introducing a Relief slot transverse to the blade trailing edge through the Bucket trailing edge is now a significant Relief from thermal stresses thereby achieved that can be compensated by the slot thermal expansion is.
  • the relief slot is in the vicinity of Rounding. Especially in an area near the Rounding is subject to the blade trailing edge particularly high thermal stresses. Through the relief slot can these tensions in this particularly affected area effectively degraded. More preferably, the Relief slot while less than 20% of the blade height removed from the rounding. Particularly preferred is a Distance of the relief slot from the rounding of less than 10% of the blade height.
  • the slot has a length of at least 2% of the sheet width. In this expansion becomes a special high effect in the relief achieved by the slot.
  • the slot has at most a length of 5% of Blade width.
  • a larger extension of the slot length than this 5% of the sheet width only leads to a comparatively little further relief from thermal Tension, while on the other hand by too big Slot length the mechanical stability of the blade trailing edge would suffer.
  • At least two, more preferably at least provided three relief slots may be a larger portion of the blade trailing edge be relieved of thermal stresses. moreover can be counteracted overall higher thermal stresses become.
  • all relief slots are in an area smaller than 25% of the blade height from the fillet away.
  • three relief slots are provided, wherein a first, the rounding nearest slot a first Length, a second, along the blade axis the first Slot following second slot a second length and a third, following the second slot along the blade axis third slot has a third length, wherein the third length greater than the second length and the second length is greater than the first length.
  • the turbine blade is a gas turbine blade.
  • Gas turbine blades are particularly high temperatures exposed. Accordingly, it comes right here to build particularly high thermal stresses.
  • a circular Extension will be the radii of curvature of the slot at End limiting surfaces reduced and thus the especially at such curvatures occurring stresses reduced.
  • the circular extension is a Circular hole from which the slot through the Vane trailing edge extends therethrough.
  • the slot is preferably cut by means of a laser beam or he is milled.
  • FIG. 1 shows a gas turbine 1.
  • the gas turbine 1 is along directed a turbine axis 10 and points along the Turbine axis 10 consecutively a compressor 3, a Combustion chamber 5 and a turbine part 7.
  • the compressor 3 and the turbine part 7 are on a common Turbine shaft 9 is arranged.
  • a Hot gas channel 12 formed in the vanes 11 and Blades 13, which are arranged on the turbine shaft 9 are, stick in.
  • the compressor air 15 is fuel in the combustion chamber 5 burned to hot gas 17, which through the hot gas channel 12 flows. It puts over the effect on the Blades 13, the turbine shaft 9 in motion.
  • the Rotational energy of the turbine shaft 9 may be e.g. to the generation electrical energy can be used.
  • FIG. 2 shows a gas turbine guide vane 31.
  • the gas turbine guide vane 31 has a foot region 33 with a platform 34.
  • an airfoil 35 connects.
  • the airfoil 35 ends in a head region 37, which in particular also has a platform, which is not shown here.
  • the platform 34 and also the illustrated platform of the head region 37 serve to delimit the hot gas channel 12.
  • the airfoil 35 has a blade height h .
  • the airfoil 35 has a blade width b .
  • the blade airfoil 35 extends from a blade leading edge 39 to a blade trailing edge 41.
  • a blade outer wall 63 encloses the cavity.
  • Stabilizing side ribs 65 are arranged in the cavity between the suction side 47 and the pressure side 45.
  • Figure 3 shows a section of a longitudinal section through the Gas turbine guide vane 31 in the area of the rounding 73 between blade trailing edge 41 and platform 34.
  • the Relief slots 51 extend transversely to the Blade trailing edge 41 through the blade trailing edge 41st therethrough.
  • the blade trailing edge 41 may be e.g. alone be formed by the suction side 47, while the pressure side 45 step-like ends and cooling air openings in this stage are provided, which cool the blade trailing edge 41. This would be an open blade trailing edge 41. It may as well a closed blade trailing edge 41 are present in the rounded the pressure side 45 in the suction side 47 and while the blade trailing edge 41 forms.
  • the Relief slots 51 end with their the Blade trailing edge 41 opposite ends in circular extensions 53, in which comparatively little tension due to a relatively low curvature be caused.
  • the closest to the rounding Relief slot 51 has a smaller amount than that in Blade axis direction next following second Relief slot on.
  • the second relief slot is again shorter than that in the direction of the blade axis on him the third and the furthest 73 the third Relief slot 51.
  • cooling air 67 is the Cooling initiated. This cooling air 67 emerges from the slot 51 from the hollow interior of the gas turbine blade 34 from.
  • the slot 51 is shaped so that the cooling air 67th a cooling film on the surface of the airfoil 35th forms.

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Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (31) mit einem Fußbereich (33), einem Kopfbereich (37) und einem Schaufelblatt (35), wobei zwischen dem Fußbereich (33) und dem Schaufelblatt (35) eine Verrundung (73) gebildet ist und wobei im Bereich dieser Verrundung (73) Entlastungsschlitze (51) durch die Schaufelhinterkante (41) hindurchgehen, durch die thermische Ausdehnungen kompensiert und damit thermische Spannungen minimiert werden. <IMAGE>

Description

Die Erfindung betrifft eine entlang einer Schaufelachse gerichtete und aus einem Grundkörper gebildete Schaufel einer Turbine, umfassend einen Fußbereich, einen Kopfbereich und einem Schaufelblatt mit einer vom Fußbereich zum Kopfbereich reichende Blatthöhe. Die Erfindung betrifft auch ein Verfahren zur Verhinderung der Ausbreitung von Rissen im Schaufelblatt der Schaufel einer Turbine.
In Turbinen wird in einem Strömungskanal ein Strömungsmedium transportiert, um hieraus Energie zu gewinnen. Hierzu sind im Strömungskanal Turbinenschaufeln angeordnet. Zum Beispiel sind im Strömungskanal einer axialen Gasturbine in Strömungsrichtung aufeinanderfolgend abwechselnd aus Leitschaufeln gebildete Leitschaufelkränze und aus Laufschaufeln gebildete Laufschaufelkränze angeordnet. Die Leitschaufeln lenken in geeigneter Weise das Strömungsmedium auf die Laufschaufeln, die mit einem Rotor verbunden sind und in Rotation versetzt werden, so dass kinetische Energie des Strömungsmediums in Rotationsenergie umgewandelt wird.
Solche Schaufeln in Strömungsmaschinen sind häufig erheblichen mechanischen Belastungen ausgesetzt. Gerade bei gleichzeitig hoher Temperatur und hohen Drehzahlen, wie in einer Gasturbine, kommt es zu einer hohen Materialbeanspruchung des Schaufelmaterials. Hierdurch können sich im Schaufelmaterial Risse bilden, die sich im Laufe der Zeit bei fortgesetzter Beanspruchung ausbreiten. Schließlich kann es zu einem Versagen der Schaufel kommen, wobei die Schaufel zerbricht oder Bruchstücke herausgelöst werden. Für in Strömungsrichtung nachfolgende Schaufeln kann dies zu erheblichen Beschädigungen führen. Eine Rissbildung und Rissausbreitung ist somit zu überwachen. Je nach Geschwindigkeit der Prozesse kann es hierdurch zu einer signifikanten Reduzierung der Verfügbarkeit der Turbine kommen, da regelmäßige Serviceintervalle zu Ausfallzeiten der Turbine führen.
In der US-PS 6,490,791 ist ein Verfahren beschrieben, bei dem in einem Serviceprozess Risse in der Hinterkante einer Turbinenschaufel durch ein Zurückschneiden der Hinterkante beseitigt werden. Durch ein anschließendes Verrunden des Schaufelprofils werden die durch die verkürzte Hinterkante hervorgerufenen zusätzlichen aerodynamischen Verluste gering gehalten. Dieses Verfahren kann zwar ein vollständiges Austauschen von gebrauchten gegen neue Schaufeln vermeiden, verringert aber nicht die Häufigkeit von Serviceintervallen.
In der JP 2000018001 ist eine Gasturbinenlaufschaufel gezeigt, bei der Entlastungsschlitze in Richtung der Schaufelachse zum Rand des Kopfbereiches eingebracht sind. Diese Entlastungsschlitze dienen zur Reduktion thermischer Spannungen in diesem Bereich. Durch die Reduktion thermischer Spannungen soll eine Rissbildung verringert werden. Die Entlastungsschlitze sind auf den Kopfbereich beschränkt.
Die JP 10299408 zeigt eine Gasturbinenschaufel, bei der in Bereichen hoher thermischer Spannungen elliptische Bohrungen eingebracht sind, die eine Rissausbreitung verringern sollen. Die Bohrungen sind im Übergangsbereich von Schaufelblatt und Plattform angeordnet, wobei im Schaufelblattbereich die Ellipsenhauptachse senkrecht zur Schaufelachse gerichtet ist. Eine entsprechende Ausrichtung der Bohrungen findet sich an der Hinterkante.
Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Turbinenschaufel, die besonders niedrigen thermischen Spannungen ausgesetzt ist.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe gelöst durch eine entlang einer Schaufelachse gerichtete und aus einem Grundkörper gebildete Turbinenschaufel, umfassend einen Fußbereich, einen Kopfbereich und ein Schaufelblatt mit einer vom Fußbereich zum Kopfbereich reichenden Blatthöhe und mit einer von einer Schaufelvorderkante bis zu einer Schaufelhinterkante reichende Blattbreite, wobei in einem Übergangsbereich zwischen der Schaufelhinterkante und dem Fußbereich eine Verrundung gebildet ist, wobei quer durch die Schaufelhinterkante hindurch ein Entlastungsschlitz gebildet ist.
Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass die Schaufelhinterkante einer Turbinenschaufel in einem Bereich oberhalb des verrundeten Übergangsbereiches zwischen der Schaufelhinterkante und dem Fußbereich und in diesem verrundeten Übergangsbereich selbst besonders hohen mechanischen Spannungen ausgesetzt ist. Weiterhin liegt der Erfindung die Erkenntnis zugrunde, dass die Schaufelhinterkante durch quer zu ihr verlaufende Schlitze bei entsprechender Dimensionierung nicht unzulässig mechanisch destabilisiert wird. Durch die Einführung eines Entlastungsschlitzes quer zur Schaufelhinterkante durch die Schaufelhinterkante hindurch wird nunmehr eine erhebliche Entlastung gegenüber thermischen Spannungen dadurch erreicht, dass durch den Schlitz thermische Ausdehnung kompensierbar ist.
Vorzugsweise liegt der Entlastungsschlitz in der Nähe der Verrundung. Gerade in einem Bereich in der Nähe der Verrundung unterliegt die Schaufelhinterkante besonders hohen thermischen Spannungen. Durch den Entlastungsschlitz können diese Spannungen in diesem besonders betroffenen Bereich wirksam abgebaut werden. Weiter bevorzugt liegt der Entlastungsschlitz dabei weniger als 20% von der Blatthöhe von der Verrundung entfernt. Besonders bevorzugt ist ein Abstand des Entlastungsschlitzes von der Verrundung von weniger als 10% von der Blatthöhe.
Bevorzugtermassen hat der Schlitz eine Länge von mindestens 2% der Blattbreite. In dieser Ausdehnung wird eine besonders hohe Wirkung in der Entlastung durch den Schlitz erzielt.
Vorzugsweise hat der Schlitz höchstens eine Länge von 5% der Blattbreite. Eine größere Ausdehnung der Schlitzlänge als diese 5% der Blattbreite führt nur noch zu einer vergleichsweise geringen weiteren Entlastung von thermischen Spannungen, während auf der anderen Seite durch eine zu große Schlitzlänge die mechanische Stabilität der Schaufelhinterkante leiden würde.
Vorzugsweise sind mindestens zwei, weiter bevorzugt mindestens drei Entlastungsschlitze vorgesehen. Mit mehr als zwei oder drei entlang der Schaufelachse aufeinander folgenden Entlastungsschlitzen kann ein größerer Bereich der Schaufelhinterkante von thermischen Spannungen entlastet werden. Zudem kann insgesamt höheren thermischen Spannungen entgegengewirkt werden. Vorzugsweise sind alle Entlastungsschlitze in einem Bereich kleiner als 25% der Blatthöhe von der Verrundung entfernt.
Bevorzugt sind drei Entlastungsschlitze vorgesehen, wobei ein erster, der Verrundung nächstliegender Schlitz eine erste Länge, ein zweiter, entlang der Schaufelachse dem ersten Schlitz folgender zweiter Schlitz eine zweite Länge und ein dritter, dem zweiten Schlitz entlang der Schaufelachse folgender dritter Schlitz eine dritte Länge aufweist, wobei die dritte Länge größer als die zweite Länge und die zweite Länge größer als die erste Länge ist.
Vorzugsweise ist die Turbinenschaufel eine Gasturbinenschaufel. Gasturbinenschaufeln sind besonders hohen Temperaturen ausgesetzt. Dementsprechend kommt es gerade hier zum Aufbau besonders hoher thermischer Spannungen.
Bevorzugt weist der Entlastungsschlitz auf seinem der Schaufelhinterkante gegenüberliegenden Ende eine etwa kreisförmige Erweiterung auf. Durch eine solche kreisförmige Erweiterung werden die Krümmungsradien der den Schlitz am Ende begrenzenden Flächen herabgesetzt und damit die besonders an solchen Krümmungen auftretenden Spannungen reduziert. Insbesondere ist die kreisförmige Erweiterung eine Kreisbohrung, von der aus sich der Schlitz durch die Schaufelhinterkante hindurch erstreckt. Der Schlitz ist vorzugsweise mittels eines Laserstrahls geschnitten oder er ist eingefräst.
Die oben beschriebenen Mechanismen zur Entlastung thermischer Spannungen in der Schaufelhinterkante sind gleichermaßen auch geeignet, Spannungen in der Verrundung zwischen der Schaufelhinterkante und dem Fußbereich herabzusetzen. Gerade in dieser Verrundung oder auch Kerbe können sehr hohe Spannungen auftreten. Damit ist diese Zone auch eine bevorzugte Zone für Rissbildung.
Die Erfindung wird anhand der Zeichnungen beispielhaft näher erläutert.
Es zeigen teilweise schematisch und nicht maßstäblich:
Figur 1
eine Gasturbine,
Figur 2
eine Gasturbinenleitschaufel und
Figur 3
einen Ausschnitt eines Längsschnittes durch eine Gasturbinenleitschaufel im Bereich der Verrundung zwischen Schaufelhinterkante und Fußbereich.
Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.
Figur 1 zeigt eine Gasturbine 1. Die Gasturbine 1 ist entlang einer Turbinenachse 10 gerichtet und weist entlang der Turbinenachse 10 aufeinanderfolgend einen Verdichter 3, eine Brennkammer 5 und ein Turbinenteil 7 auf. Der Verdichter 3 und das Turbinenteil 7 sind auf einer gemeinsamen Turbinenwelle 9 angeordnet. Im Turbinenteil 7 ist ein Heißgaskanal 12 gebildet, in den Leitschaufeln 11 und Laufschaufeln 13, die auf der Turbinenwelle 9 angeordnet sind, hinein ragen.
Im Betrieb der Gasturbine 1 wird vom Verdichter 3 Umgebungsluft angesaugt und zu Verdichterluft 15 komprimiert. Die Verdichterluft 15 wird mit Brennstoff in der Brennkammer 5 zu Heißgas 17 verbrannt, welches durch den Heißgaskanal 12 strömt. Dabei versetzt es über die Wirkung auf die Laufschaufeln 13 die Turbinenwelle 9 in Bewegung. Die Rotationsenergie der Turbinenwelle 9 kann z.B. zur Erzeugung elektrischer Energie genutzt werden.
Figur 2 zeigt eine Gasturbinenleitschaufel 31. Die Gasturbinenleitschaufel 31 weist einen Fußbereich 33 mit einer Plattform 34 auf. An der Plattform 34 schließt sich ein Schaufelblatt 35 an. Das Schaufelblatt 35 endet in einem Kopfbereich 37, der insbesondere auch eine Plattform aufweist, die hier aber nicht dargestellt ist. Die Plattform 34 und auch die dargestellte Plattform des Kopfbereiches 37 dienen zur Begrenzung des Heißgaskanals 12. Das Schaufelblatt 35 hat eine Blatthöhe h. Weiterhin hat das Schaufelblatt 35 eine Schaufelbreite b. Das Schaufelblatt 35 erstreckt sich von einer Schaufelvorderkante 39 zu einer Schaufelhinterkante 41. Zwischen Schaufelvorderkante 39 und Schaufelhinterkante 41 liegt einerseits die Druckseite 45 und andererseits die gegenüberliegende Saugseite 47 des Schaufelblattes 35. Die Gasturbinenleitschaufel 31 weist einen Grundkörper 32 auf, der hohl ausgeführt ist, wobei eine Schaufelaußenwand 63 den Hohlraum umschließt. Stabilisierende Seitenrippen 65 sind im Hohlraum zwischen der Saugseite 47 und der Druckseite 45 angeordnet.
Im Übergangsbereich zwischen Schaufelblatt 35 und Plattform 34 ist im Bereich der Schaufelvorderkante 39 eine Verrundung 71 und im Bereich der Schaufelhinterkante 41 eine Verrundung 73 ausgebildet. Diese Verrundungen 71, 73 oder auch Verdickungen oder Kerben genannt, sind besonders hohen mechanischen Spannungen im Betrieb ausgesetzt. Zur Entlastung von thermischen Spannungen, die durch die hohen Temperaturen auftreten, der die Gasturbinenleitschaufel 31 ausgesetzt ist, sind in der Schaufelhinterkante Entlastungsschlitze 51 vorgesehen. Diese werden näher anhand von Figur 3 beschrieben.
Figur 3 zeigt einen Ausschnitt eines Längsschnittes durch die Gasturbinenleitschaufel 31 im Bereich der Verrundung 73 zwischen Schaufelhinterkante 41 und Plattform 34. Die Entlastungsschlitze 51 erstrecken sich quer zur Schaufelhinterkante 41 durch die Schaufelhinterkante 41 hindurch. Dabei kann die Schaufelhinterkante 41 z.B. allein durch die Saugseite 47 gebildet sein, während die Druckseite 45 stufenartig endet und Kühlluftöffnungen in dieser Stufe vorgesehen sind, die die Schaufelhinterkante 41 kühlen. Dies wäre eine offene Schaufelhinterkante 41. Es kann aber auch eine geschlossene Schaufelhinterkante 41 vorliegen, bei der die Druckseite 45 gerundet in die Saugseite 47 übergeht und dabei die Schaufelhinterkante 41 bildet. Hierbei können die Entlastungsschlitze 51 in der Saugseite 47, der Druckseite 45 oder in beiden Seiten sich erstrecken. Die Entlastungsschlitze 51 enden mit ihren der Schaufelhinterkante 41 gegenüberliegenden Enden in kreisförmigen Erweiterungen 53, in denen vergleichsweise wenig Spannungen durch eine relativ niedrige Krümmung hervorgerufen werden. Der der Verrundung nächstliegender Entlastungsschlitz 51 weist eine geringere Menge als der in Schaufelachsenrichtung nächstfolgende zweite Entlastungsschlitz auf. Der zweite Entlastungsschlitz ist wiederum kürzer als der in Richtung der Schaufelachse auf ihn folgende und der Verrundung 73 entfernteste dritte Entlastungsschlitz 51.
Durch die Entlastungsschlitze 51 werden thermische Spannungen verringert, indem in den Entlastungsschlitzen 51 eine thermische Ausdehnung kompensierbar ist. Hierdurch werden thermische Spannungen sowohl im Bereich der Hinterkante 4 als auch in der Verrundung 73 minimiert.
In die Gasturbinenlaufschaufel 34 wird Kühlluft 67 zur Kühlung eingeleitet. Diese Kühlluft 67 tritt aus dem Schlitz 51 aus dem hohlen Inneren der Gasturbinenlaufschaufel 34 aus. Dabei ist der Schlitz 51 so geformt, dass die Kühlluft 67 einen Kühlfilm auf der Oberfläche des Schaufelblattes 35 bildet.

Claims (10)

  1. Entlang einer Schaufelachse (30) gerichtete und aus einem Grundkörper (32) gebildete Turbinenschaufel (31), umfassend einen Fußbereich (33), einen Kopfbereich (37) und ein Schaufelblatt (35) mit einer vom Fußbereich (33) zum Kopfbereich (37) reichenden Blatthöhe h und mit einer von einer Schaufelvorderkante (39) bis zu einer Schaufelhinterkante (41) reichenden Blattbreite b, wobei im Übergangsbereich zwischen der Schaufelhinterkante (41) und dem Fußbereich (33) eine Verrundung (73) gebildet ist,
    dadurch gekennzeichnet, dass
    quer durch die Schaufelhinterkante (41) hindurch ein Entlastungsschlitz (51) gebildet ist.
  2. Turbinenschaufel (31) nach Anspruch 1,
    bei der der Entlastungsschlitz (51) in der Nähe der Verrundung (73) liegt.
  3. Turbinenschaufel (31) nach Anspruch 2,
    bei der der Entlastungsschlitz (51) weniger als 20 % von der Blatthöhe h von der Verrundung (73) entfernt ist.
  4. Turbinenschaufel (31) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    bei der der Schlitz (51) eine Länge von mindestens 2% der Blattbreite b hat.
  5. Turbinenschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche, bei der der Schlitz (51) eine Länge von höchstens 5% der Blattbreite b hat.
  6. Turbinenschaufel (31) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    bei der mindestens zwei Entlastungsschlitze (51) vorhanden sind.
  7. Turbinenschaufel (31) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    bei der mindestens drei Entlastungsschlitze (51) vorhanden sind.
  8. Turbinenschaufel (31) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    ausgebildet als Gasturbinenschaufel.
  9. Turbinenschaufel (31) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
    bei der der Entlastungsschlitz (51) auf seinem der Schaufelhinterkante (41) gegenüberliegenden Ende eine etwa kreisförmige Erweiterung (53) aufweist.
  10. Turbinenschaufel (31) nach Anspruch 7,
    bei der ein erster, der Verrundung (73) nächstliegender Schlitz (51) eine erste Länge, ein zweiter , entlang der Schaufelachse (30) dem ersten Schlitz (51) folgender zweiter Schlitz (51) eine zweite Länge und ein dritter, dem zweiten Schlitz entlang der Schaufelachse (30) folgender dritter Schlitz (51) eine dritte Länge aufweist, wobei die dritte Länge größer als die zweite Länge und die zweite Länge größer als die erste Länge ist.
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Cited By (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1712782A2 (de) * 2005-04-07 2006-10-18 General Electric Canada Spannungsvermindernde Nuten für Turbinenrotorschaufeln einer Francisturbine
EP1757773A1 (de) * 2005-08-26 2007-02-28 Siemens Aktiengesellschaft Hohle Turbinenschaufel
DE102015207760A1 (de) * 2015-04-28 2016-11-03 Siemens Aktiengesellschaft Heißgasführendes Gehäuse
JP2016539273A (ja) * 2013-10-21 2016-12-15 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト タービンブレード
CN106795770A (zh) * 2014-08-27 2017-05-31 西门子股份公司 涡轮叶片和涡轮机
WO2018215519A1 (de) * 2017-05-23 2018-11-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel und turbinenschaufel
DE102019103640A1 (de) * 2019-02-13 2020-08-13 Mitsubishi Hitachi Power Systems Europe Gmbh Brennstoffdüse mit Dehnungsschlitzen für einen Kohlenstaubbrenner
CN114227180A (zh) * 2021-12-29 2022-03-25 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种提升汽轮机叶片加工精度的方法

Families Citing this family (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR101070904B1 (ko) * 2004-08-20 2011-10-06 삼성테크윈 주식회사 레이디얼 터빈 휠
US9840931B2 (en) * 2008-11-25 2017-12-12 Ansaldo Energia Ip Uk Limited Axial retention of a platform seal
EP2299056A1 (de) * 2009-09-02 2011-03-23 Siemens Aktiengesellschaft Kühlung eines Gasturbinenbauteils ausgebildet als Rotorscheibe oder Turbinenschaufel
US8556584B2 (en) * 2011-02-03 2013-10-15 General Electric Company Rotating component of a turbine engine
CH705838A1 (de) * 2011-12-05 2013-06-14 Alstom Technology Ltd Abgasgehäuse für eine Gasturbine sowie Gasturbine mit einem Abgasgehäuse.
US20130177430A1 (en) * 2012-01-05 2013-07-11 General Electric Company System and method for reducing stress in a rotor
US9228448B2 (en) * 2013-09-20 2016-01-05 United Technologies Corporation Background radiation measurement system
US9506365B2 (en) 2014-04-21 2016-11-29 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components having sealed stress relief slots and methods for the fabrication thereof
US11143160B2 (en) * 2014-07-14 2021-10-12 Lm Wp Patent Holding A/S Aeroshell extender piece for a wind turbine blade
US20160047251A1 (en) * 2014-08-13 2016-02-18 United Technologies Corporation Cooling hole having unique meter portion
US11280214B2 (en) 2014-10-20 2022-03-22 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine component
CN108430691B (zh) * 2015-12-21 2021-03-16 通用电气公司 修理好的涡轮机部件和对应修理方法
US10415408B2 (en) * 2016-02-12 2019-09-17 General Electric Company Thermal stress relief of a component
FR3048998B1 (fr) * 2016-03-16 2019-12-13 Safran Aircraft Engines Rotor de turbine comprenant une entretoise de ventilation
FR3056630B1 (fr) * 2016-09-26 2018-12-07 Safran Aircraft Engines Disque aubage monobloc de soufflante pour turbomachine d'aeronef
KR102048874B1 (ko) * 2018-04-09 2019-11-26 두산중공업 주식회사 유연성이 향상된 터빈 베인
US20210115796A1 (en) * 2019-10-18 2021-04-22 United Technologies Corporation Airfoil component with trailing end margin and cutback

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5596303A (en) * 1979-01-16 1980-07-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Manufacturing method of moving blade in rotary unit
JPS63248902A (ja) * 1987-04-03 1988-10-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン静翼
JP2000018001A (ja) * 1998-06-30 2000-01-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 動翼熱応力軽減装置
US20010016163A1 (en) * 2000-02-23 2001-08-23 Yasuoki Tomita Gas turbine moving blade
US20030138322A1 (en) * 2002-01-23 2003-07-24 Snecma Moteurs Moving blade for a high pressure turbine, the blade having a trailing edge of improved thermal behavior

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2193686A (en) * 1938-10-24 1940-03-12 Frederick L Craddock Mixing apparatus
KR900007253B1 (ko) * 1986-05-19 1990-10-06 우수이 고꾸사이 산교 가부시기가이샤 고속축류팬용 블레이드
JPH10299408A (ja) 1997-04-22 1998-11-10 Hitachi Ltd ガスタービン静翼
US6174135B1 (en) * 1999-06-30 2001-01-16 General Electric Company Turbine blade trailing edge cooling openings and slots
US6490791B1 (en) * 2001-06-22 2002-12-10 United Technologies Corporation Method for repairing cracks in a turbine blade root trailing edge
US6929451B2 (en) * 2003-12-19 2005-08-16 United Technologies Corporation Cooled rotor blade with vibration damping device

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS5596303A (en) * 1979-01-16 1980-07-22 Mitsubishi Heavy Ind Ltd Manufacturing method of moving blade in rotary unit
JPS63248902A (ja) * 1987-04-03 1988-10-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン静翼
JP2000018001A (ja) * 1998-06-30 2000-01-18 Mitsubishi Heavy Ind Ltd 動翼熱応力軽減装置
US20010016163A1 (en) * 2000-02-23 2001-08-23 Yasuoki Tomita Gas turbine moving blade
US20030138322A1 (en) * 2002-01-23 2003-07-24 Snecma Moteurs Moving blade for a high pressure turbine, the blade having a trailing edge of improved thermal behavior

Non-Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 004, no. 143 (M - 035) 8 October 1980 (1980-10-08) *
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 013, no. 041 (M - 791) 30 January 1989 (1989-01-30) *
PATENT ABSTRACTS OF JAPAN vol. 2000, no. 04 31 August 2000 (2000-08-31) *

Cited By (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1712782A3 (de) * 2005-04-07 2011-04-27 General Electric Canada Spannungsvermindernde Nuten für Turbinenrotorschaufeln einer Francisturbine
EP1712782A2 (de) * 2005-04-07 2006-10-18 General Electric Canada Spannungsvermindernde Nuten für Turbinenrotorschaufeln einer Francisturbine
EP1757773A1 (de) * 2005-08-26 2007-02-28 Siemens Aktiengesellschaft Hohle Turbinenschaufel
JP2007064219A (ja) * 2005-08-26 2007-03-15 Siemens Ag 中空タービン翼
US7845905B2 (en) 2005-08-26 2010-12-07 Siemens Aktiengesellschaft Hollow turbine blade
JP4689558B2 (ja) * 2005-08-26 2011-05-25 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 中空タービン翼
JP2016539273A (ja) * 2013-10-21 2016-12-15 シーメンス アクティエンゲゼルシャフト タービンブレード
CN106795770B (zh) * 2014-08-27 2018-12-11 西门子股份公司 涡轮叶片和涡轮机
CN106795770A (zh) * 2014-08-27 2017-05-31 西门子股份公司 涡轮叶片和涡轮机
DE102015207760A1 (de) * 2015-04-28 2016-11-03 Siemens Aktiengesellschaft Heißgasführendes Gehäuse
WO2018215519A1 (de) * 2017-05-23 2018-11-29 Siemens Aktiengesellschaft Verfahren zur herstellung einer turbinenschaufel und turbinenschaufel
DE102019103640A1 (de) * 2019-02-13 2020-08-13 Mitsubishi Hitachi Power Systems Europe Gmbh Brennstoffdüse mit Dehnungsschlitzen für einen Kohlenstaubbrenner
WO2020165357A1 (de) 2019-02-13 2020-08-20 Mitsubishi Hitachi Power Systems Europe Gmbh Brennstoffdüse mit dehnungsschlitzen für einen kohlenstaubbrenner
CN114227180A (zh) * 2021-12-29 2022-03-25 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种提升汽轮机叶片加工精度的方法

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