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EP3112593A1 - Internally cooled turbine blade - Google Patents

Internally cooled turbine blade Download PDF

Info

Publication number
EP3112593A1
EP3112593A1 EP15175300.1A EP15175300A EP3112593A1 EP 3112593 A1 EP3112593 A1 EP 3112593A1 EP 15175300 A EP15175300 A EP 15175300A EP 3112593 A1 EP3112593 A1 EP 3112593A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbine blade
airfoil
cavity
blade
edge
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP15175300.1A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Radan RADULOVIC
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP15175300.1A priority Critical patent/EP3112593A1/en
Publication of EP3112593A1 publication Critical patent/EP3112593A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current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
    • 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
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade, which successively comprises a foot region for fastening the turbine blade to a blade carrier, a platform region and an aerodynamically curved, internally cooled airfoil along a longitudinal axis, the airfoil having a suction-side airfoil wall and a pressure-side airfoil wall extending from a leading edge of the airfoil Blade blade extend to a trailing edge of the airfoil, wherein in the interior of the airfoil, a front edge adjacent cavity is provided, which is bounded by at least one of the two airfoil walls associated inner surface partially and which inner surface is prallkühlbar arranged by means disposed in the turbine blade means.
  • Such turbine blades are well known in the art and include in their leading edge mostly a variety of so-called spray head holes, which are also referred to in English as a showerhead.
  • spray head holes are also referred to in English as a showerhead.
  • the introduction of these spray holes is relatively expensive, which is considered disadvantageous.
  • the spray head holes cause notch stresses in the material surrounding the holes, which under operating stress can cause premature failure of the turbine blade end of life.
  • safe operation of a gas turbine equipped with this turbine blade is no longer reliably possible, which is why it is then set quiet and the turbine blades are replaced. This reduces the availability of the gas turbine.
  • the object of the invention is therefore to provide a turbine blade with an improved life, which is also inexpensive to produce.
  • the front edge is free of spray head holes and that for discharging the cooling medium from the cavity at least one connected to the cavity, extending through the platform area and opening at an edge of the platform area outflow channel is provided.
  • the invention is based on the finding that the use of film cooling that protects the leading edge is not always absolutely necessary. It has been found that the impingement cooling of the leading edge by means disposed in the interior of the turbine blade can be sufficient to adequately cool the material of the blade in the region of its leading edge while achieving the desired service life. After the impingement cooling, however, the cooling medium is discharged from the front room. Contrary to the usual procedure that dissipate heated by the impingement cooling medium through spray head holes, it is now proposed according to the invention that at least one, but preferably each platform region more outflow channels are provided.
  • outflow channels are arranged such that they essentially extend through the platform region and thus fluidly connect the cavity to a space adjoining the edge of the platform region so that the warmed cooling medium can leave the turbine blade at the edge of the platform region.
  • the material forming the platform region of the turbine blade can thereby also cool down.
  • the emerging at the edge of the platform area cooling medium can then be advantageously used for blocking of columns, which by the juxtaposition of platforms adjacent turbine blades are inherently inherent within the gas turbine structure.
  • one and the same coolant is used for several consecutive functions: first, the cooling medium cools the material of the leading edge of the airfoil by impingement cooling. Subsequently, the cooling medium flows through the discharge channels, which are located in the platform area and meanwhile cools the platform of the turbine blade. Finally, the now heated baffle coolant serves to block turbine gaps and thus avoids the local hot gas intake.
  • Another advantage of the turbine blade according to the invention is that the expenses for the introduction of Sprühkopf holes omitted, so that the turbine blade is cheaper to manufacture than that known from the prior art. Likewise, their cooling medium requirement is reduced, compared to the known variants.
  • the outflow channel opens into a groove sunk in the edge of the platform region.
  • the recessed groove in the edge of the platform area serves to receive plate-shaped sealing elements.
  • the plate-shaped sealing elements can be better protected from the effects of hot gas.
  • the means comprises a rib connecting the pressure-side blade wall to the suction-side blade wall, in which the impact cooling openings are provided.
  • Such ribs are produced simultaneously during casting of the turbine blade comprising at least the platform and the blade, resulting in a simple and economically producible turbine blade.
  • the means may also be designed as an impingement cooling insert, which is produced in a casting process Turbine blade is used later.
  • the cavity referred to above is then that space in the interior of the turbine blade, which is arranged between the inner surface of the cast blade walls and the impact cooling insert in the region of the leading edge.
  • the turbine blade may be configured either as a turbine blade or as a turbine vane.
  • FIG. 1 shows a longitudinal section through a turbine blade 10 according to the invention, which is designed according to the embodiment shown as a guide vane.
  • the turbine blade 10 comprises, along a longitudinal axis 12, a hook-shaped foot region 14, a first platform region 16, and an aerodynamically curved, internally cooled airfoil blade 18 in succession
  • FIG. 1 is the inner structure of the airfoil 18 is shown.
  • the airfoil 18 includes a suction side airfoil wall (not shown) and a pressure side airfoil wall extending from a leading edge 20 of the airfoil to a trailing edge 22 of the airfoil.
  • a further platform region 24 may be arranged.
  • a total of four juxtaposed cavities 26a to 26d are arranged in the interior of the airfoil 18.
  • the cavities 26 extend from the first platform region 16 to the further platform region 24.
  • the cavities 26b and 26c are interconnected via a first deflection region 28a, just as the cavities 26c and 26d are fluidically connected to each other via a second deflection region 28b.
  • a plurality of so-called sockets 30 are arranged in the cavity 26d. These sockets 30 are also known as pin-fins. Via openings 32 separated from each other by webs 32, the cavity 26 is in fluid communication with the surroundings of the turbine blade 10.
  • the cavities 26 are partially separated from each other by ribs 27a, 27b and 27c oriented parallel to the longitudinal axis 12.
  • a plurality of impingement cooling holes 36 are provided as a means enabling impingement cooling of the leading edge, whereby the cavities 26a and 26b can communicate with each other.
  • outflow channels 38 are provided in the platform regions 16, 24, whereby the cavity 26a is in fluid communication with the surroundings of the turbine blade 10.
  • the cavity 26b also has an opening 29, via which the airfoil 18 of the turbine blade 10, a cooling medium 42 can be fed.
  • the blade 18 is flowed around by a hot gas, which flows first to the front edge 20, then both the suction side as well as the pressure-side blade wall and flows around at the trailing edge 22.
  • a hot gas which flows first to the front edge 20, then both the suction side as well as the pressure-side blade wall and flows around at the trailing edge 22.
  • the annular flow channel of the gas turbine which is annular in cross-section, is bounded radially by the platforms 16, 24. So that the material of the turbine blade 10 reaches the predetermined stability, this is cooled by supplying the cooling medium 42 from the inside. For this purpose, the cooling medium 42 is guided into the interior of the turbine blade 10 via the feed opening 29. It then flows into the cavity 26b from where it is distributed in different partial streams.
  • a significant partial flow passes to the end 29 of the cavity 26b opposite the opening 29, where it flows into the first deflection region 28a, after which it subsequently flows through the cavity 26c. Thereafter, the cooling medium 42 flows through the second deflection region 28b and then flows into the fourth cavity 26d past the bases 30, whereafter it leaves the turbine blade 10 by flowing through the outlet openings 34.
  • cooling medium 42 flows through the individual impingement cooling openings 36, whereby individual impingement cooling jets 44 arise, which impinges on that inner surface of the blade walls which are formed in the region of the front edge 20 of the suction-side airfoil wall and / or the pressure-side airfoil wall. Subsequently, the cooling medium 42 leaves the cavity 26a through the outflow channels 38.
  • a plurality of outflow channels 38 may be provided, wherein the front edge 20 has no spray head holes.
  • the outflow channels 38 can open into a groove 45 arranged on the edge 43 of the platform.
  • FIG. 2 shows a second embodiment of a turbine blade 10 according to the invention.
  • first embodiment shows a second embodiment of a turbine blade 10 according to the invention.
  • an impingement cooling insert 50 is provided as a means enabling impingement cooling of the leading edge.
  • the impact cooling insert 50 is tubular and has on its inner surface opposite the tube wall 52, the impact cooling openings 36.
  • the turbine blade 10 has, in addition to a first feed opening 29 for cooling medium, a further feed opening 31.
  • the feed opening 31 is part of the impingement cooling insert 50, as a result of which the cooling medium can be fed thereto.
  • the cooling medium which can be fed to the turbine blade 10 via the feed opening 29 passes to the outlet openings 34 via the cavities 26b, 26c and 26d.
  • the impact cooling insert 50 has, at its end 54 opposite the feed opening 31, a passage 58 through which a partial stream 56 of the cooling medium supplied to the impact cooling insert 50 can exit to be used there for further purposes.
  • the invention relates to a turbine blade 10 which comprises, along a longitudinal axis 12, a foot region 14 for fastening the turbine blade to a blade carrier, a platform region 16 and an aerodynamically curved internally coolable airfoil 18, wherein the airfoil 18 has a suction-side airfoil wall and a pressure-side airfoil wall which extends each extend from a front edge 20 to a trailing edge 22, wherein in the interior of the blade 18, a front edge 20 adjacent to the cavity 26 a is provided, which is partially bounded by an at least one of the two airfoil walls associated inner surface and which inner surface by in the turbine blade 10 Means 27a, 36, 50 is prallkühlbar.
  • the Leading edge 20 is free of spray head holes, and that for discharging the impingement cooling medium 42 from the cavity 26a at least one connected to the cavity 26a extending through the platform portion 16, 24 and opening out at an edge of the platform region outflow channel 38 is provided.

Landscapes

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

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (10) die entlang einer Längsachse (12) aufeinanderfolgend einen Fußbereich (14) zur Befestigung der Turbinenschaufel an einem Schaufelträger, einen Plattformbereich (16) sowie ein aerodynamisch gekrümmtes innenkühlbares Schaufelblatt (18) umfasst, wobei das Schaufelblatt (18) eine saugseitige Schaufelblattwand sowie eine druckseitige Schaufelblattwand aufweist, die sich jeweils von einer Vorderkante (20) zu einer Hinterkante (22) erstrecken, wobei im Inneren des Schaufelblatts (18) ein an die Vorderkante (20) angrenzender Hohlraum (26a) vorgesehen ist, der von einer zumindest einer der beiden Schaufelblattwänden zugehörigen Innenfläche teilweise begrenzt ist und welche Innenfläche durch in der Turbinenschaufel (10) angeordnete Mittel (27a, 36, 50) prallkühlbar ist. Um eine einfach herstellbare und preisgünstige Turbinenschaufel anzugeben, wird vorgeschlagen, dass die Vorderkante (20) frei von Sprühkopf-Löchern ist, und dass zum Abführen des Prallkühlmediums (42) aus dem Hohlraum (26a) zumindest ein mit dem Hohlraum (26a) verbundener sich durch den Plattformbereich (16, 24) erstreckender, sowie an einem Rand des Plattformbereichs mündender Abströmkanal (38) vorgesehen ist.The invention relates to a turbine blade (10) which successively comprises a foot region (14) for fastening the turbine blade to a blade carrier, a platform region (16) and an aerodynamically curved internally coolable airfoil (18) along a longitudinal axis (12), the airfoil (18 ) has a suction-side airfoil wall and a pressure-side airfoil wall which each extend from a front edge (20) to a trailing edge (22), wherein a cavity (26a) adjoining the front edge (20) is provided in the interior of the airfoil (18), which is partially bounded by an at least one of the two blade walls associated inner surface and which inner surface by means arranged in the turbine blade (10) means (27a, 36, 50) is collapsible cooled. In order to provide an easily manufactured and inexpensive turbine blade, it is proposed that the front edge (20) is free of spray head holes, and that for discharging the impingement cooling medium (42) from the cavity (26 a) at least one connected to the cavity (26 a) is provided by the platform region (16, 24) extending, and at an edge of the platform region outflow channel (38).

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel, die entlang einer Längsachse aufeinanderfolgend einen Fußbereich zur Befestigung der Turbinenschaufel an einem Schaufelträger, einen Plattformbereich sowie ein aerodynamisch gekrümmtes, innenkühlbares Schaufelblatt umfasst, wobei das Schaufelblatt eine saugseitige Schaufelblattwand und eine druckseitige Schaufelblattwand aufweist, die sich von einer Vorderkante des Schaufelblatts zu einer Hinterkante des Schaufelblatts erstrecken, wobei im Inneren des Schaufelblatts ein an die Vorderkante angrenzender Hohlraum vorgesehen ist, der von einer zumindest einer der beiden Schaufelblattwänden zugehörigen Innenfläche teilweise begrenzt ist und welche Innenfläche durch in der Turbinenschaufel angeordnete Mittel prallkühlbar ist.The invention relates to a turbine blade, which successively comprises a foot region for fastening the turbine blade to a blade carrier, a platform region and an aerodynamically curved, internally cooled airfoil along a longitudinal axis, the airfoil having a suction-side airfoil wall and a pressure-side airfoil wall extending from a leading edge of the airfoil Blade blade extend to a trailing edge of the airfoil, wherein in the interior of the airfoil, a front edge adjacent cavity is provided, which is bounded by at least one of the two airfoil walls associated inner surface partially and which inner surface is prallkühlbar arranged by means disposed in the turbine blade means.

Derartige Turbinenschaufeln sind im Stand der Technik bestens bekannt und umfassen in ihrer Vorderkante zumeist eine Vielzahl von sogenannten Sprühkopf-Löchern, welche im Englischen auch als Showerhead bezeichnet werden. Das Einbringen dieser Sprühkopf-Löcher ist jedoch vergleichsweise aufwändig, was als nachteilig empfunden wird. Gleichzeitig rufen die Sprühkopf-Löcher Kerbspannungen im die Löcher umgebenden Material hervor, was unter Betriebsbeanspruchung ein vorzeitiges Erreichen des Lebensdauerendes der Turbinenschaufel hervorrufen kann. In diesem Fall ist ein sicherer Betrieb einer mit dieser Turbinenschaufel ausgestatteten Gasturbine nicht mehr zuverlässig möglich, weswegen diese anschließend still zu setzen ist und die Turbinenschaufeln auszutauschen sind. Dies verringert die Verfügbarkeit der Gasturbine.Such turbine blades are well known in the art and include in their leading edge mostly a variety of so-called spray head holes, which are also referred to in English as a showerhead. However, the introduction of these spray holes is relatively expensive, which is considered disadvantageous. At the same time, the spray head holes cause notch stresses in the material surrounding the holes, which under operating stress can cause premature failure of the turbine blade end of life. In this case, safe operation of a gas turbine equipped with this turbine blade is no longer reliably possible, which is why it is then set quiet and the turbine blades are replaced. This reduces the availability of the gas turbine.

Aufgabe der Erfindung ist daher die Bereitstellung einer Turbinenschaufel mit einer verbesserten Lebensdauer, welche zudem kostengünstig herstellbar ist.The object of the invention is therefore to provide a turbine blade with an improved life, which is also inexpensive to produce.

Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe wird mit einer Turbinenschaufel gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst. Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen angegeben, deren Merkmale in beliebiger Weise miteinander kombiniert werden können.The object underlying the invention is achieved with a turbine blade according to the features of claim 1. Advantageous embodiments are specified in the subclaims, the features of which can be combined with one another in any desired manner.

Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass die Vorderkante frei von Sprühkopf-Löchern ist und dass zum Abführen des Kühlmediums aus dem Hohlraum zumindest ein mit dem Hohlraum verbundener, sich durch den Plattformbereich erstreckender sowie an einem Rand des Plattformbereichs mündender Abströmkanal vorgesehen ist.According to the invention, it is provided that the front edge is free of spray head holes and that for discharging the cooling medium from the cavity at least one connected to the cavity, extending through the platform area and opening at an edge of the platform area outflow channel is provided.

Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass die Verwendung von einer die Vorderkante schützenden Filmkühlung nicht immer zwingend erforderlich ist. Es hat sich herausgestellt, dass die Prallkühlung der Vorderkante durch im Inneren der Turbinenschaufel angeordnete Mittel ausreichend sein kann, um das Material des Schaufelblatts im Bereich seiner Vorderkante hinreichend zu kühlen unter Erreichung der gewünschten Lebensdauer. Nach erfolgter Prallkühlung ist jedoch das Kühlmedium aus dem Vorderraum abzuführen. Entgegen der üblichen Vorgehensweise, dass durch die Prallkühlung erwärmte Medium durch Sprühkopf-Löcher abzuführen, wird nun erfindungsgemäß vorgeschlagen, dass zumindest ein, vorzugsweise jedoch je Plattformbereich mehrere Abströmkanäle vorgesehen sind. Diese Abströmkanäle sind dabei derart angeordnet, dass sie sich im Wesentlichen durch den Plattformbereich erstrecken und somit den Hohlraum mit einem an dem Rand des Plattformbereichs angrenzenden Raum strömungstechnisch verbinden, so dass am besagten Rand des Plattformbereichs das aufgewärmte Kühlmedium die Turbinenschaufel verlassen kann. Beim Durchströmen der Abschirmkanäle kann das den Plattformbereich bildende Material der Turbinenschaufel dadurch ebenso abkühlen. Das am Rand des Plattformbereichs austretende Kühlmedium kann anschließend vorteilhafterweise noch zum Sperren von Spalten verwendet werden, die durch die Aneinanderreihung von Plattformen benachbarter Turbinenschaufeln strukturgemäß inhärent innerhalb der Gasturbine vorhanden sind.The invention is based on the finding that the use of film cooling that protects the leading edge is not always absolutely necessary. It has been found that the impingement cooling of the leading edge by means disposed in the interior of the turbine blade can be sufficient to adequately cool the material of the blade in the region of its leading edge while achieving the desired service life. After the impingement cooling, however, the cooling medium is discharged from the front room. Contrary to the usual procedure that dissipate heated by the impingement cooling medium through spray head holes, it is now proposed according to the invention that at least one, but preferably each platform region more outflow channels are provided. These outflow channels are arranged such that they essentially extend through the platform region and thus fluidly connect the cavity to a space adjoining the edge of the platform region so that the warmed cooling medium can leave the turbine blade at the edge of the platform region. As it flows through the shielding channels, the material forming the platform region of the turbine blade can thereby also cool down. The emerging at the edge of the platform area cooling medium can then be advantageously used for blocking of columns, which by the juxtaposition of platforms adjacent turbine blades are inherently inherent within the gas turbine structure.

Insofern wird ein und dasselbe Kühlmittel für mehrere aufeinander folgende Funktionen genutzt: zuerst kühlt das Kühlmedium das Material der Vorderkante des Schaufelblatts durch Prallkühlung. Anschließend durchströmt das Kühlmedium die Abführkanäle, welche im Plattformbereich angesiedelt sind und kühlt währenddessen die Plattform der Turbinenschaufel. Schlussendlich dient das mittlerweile aufgeheizte Prallkühlmedium zum Sperren von Turbinenspalten und vermeidet somit den dortigen Heißgaseinzug.In this respect, one and the same coolant is used for several consecutive functions: first, the cooling medium cools the material of the leading edge of the airfoil by impingement cooling. Subsequently, the cooling medium flows through the discharge channels, which are located in the platform area and meanwhile cools the platform of the turbine blade. Finally, the now heated baffle coolant serves to block turbine gaps and thus avoids the local hot gas intake.

Weiterer Vorteil der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel ist, dass die Aufwendungen zum Einbringen der Sprühkopf-Löcher entfällt, so dass die Turbinenschaufel kostengünstiger herzustellen ist als die aus dem Stand der Technik bekannte. Ebenso ist ihr Kühlmediumbedarf verringert, gegenüber den bekannten Varianten.Another advantage of the turbine blade according to the invention is that the expenses for the introduction of Sprühkopf holes omitted, so that the turbine blade is cheaper to manufacture than that known from the prior art. Likewise, their cooling medium requirement is reduced, compared to the known variants.

Gemäß einer ersten vorteilhaften Ausgestaltung mündet der Abströmkanal in einer im Rand des Plattformbereichs versenkten Nut. Die im Rand des Plattformbereichs versenkte Nut dient zur Aufnahme von plattenförmigen Dichtelementen. Vorteil dieser optionalen Ausgestaltung ist es, dass die plattenförmigen Dichtelemente noch besser von den Einflüssen von Heißgas geschützt werden können.According to a first advantageous embodiment, the outflow channel opens into a groove sunk in the edge of the platform region. The recessed groove in the edge of the platform area serves to receive plate-shaped sealing elements. Advantage of this optional embodiment is that the plate-shaped sealing elements can be better protected from the effects of hot gas.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung umfasst das Mittel eine die druckseitige Schaufelwand mit der saugseitigen Schaufelwand verbindende Rippe, in der die Prallkühlöffnungen vorgesehen sind. Derartige Rippen werden beim Gießen der zumindest die Plattform und das Schaufelblatt umfassenden Turbinenschaufel gleichzeitig hergestellt, wodurch sich eine einfache und kostengünstig herstellbare Turbinenschaufel ergibt.According to a further embodiment, the means comprises a rib connecting the pressure-side blade wall to the suction-side blade wall, in which the impact cooling openings are provided. Such ribs are produced simultaneously during casting of the turbine blade comprising at least the platform and the blade, resulting in a simple and economically producible turbine blade.

Alternativ dazu kann das Mittel auch als Prallkühleinsatz ausgestaltet sein, welches in eine im Gießverfahren hergestellte Turbinenschaufel nachträglich eingesetzt ist. Der weiter oben bezeichnet Hohlraum ist dann derjenige Raum im Inneren der Turbinenschaufel, welcher zwischen der Innenfläche der gegossenen Schaufelwände und dem Prallkühleinsatz im Bereich der Vorderkante angeordnet ist.Alternatively, the means may also be designed as an impingement cooling insert, which is produced in a casting process Turbine blade is used later. The cavity referred to above is then that space in the interior of the turbine blade, which is arranged between the inner surface of the cast blade walls and the impact cooling insert in the region of the leading edge.

Zweckmäßigerweise kann die Turbinenschaufel entweder als Turbinenlaufschaufel oder auch als Turbinenleitschaufel ausgestaltet sein.Conveniently, the turbine blade may be configured either as a turbine blade or as a turbine vane.

Die oben beschriebenen Eigenschaften, Merkmale und Vorteile der Erfindung sowie die Art und Weise, wie diese erreicht werden, werden verständlich im Zusammenhang mit der folgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele anhand der nachfolgenden Figuren näher erläutert. Hierbei sind die Figuren lediglich schematisch dargestellt, wodurch insbesondere keine Einschränkungen der Ausführbarkeit der Erfindung die Folge ist.The above-described characteristics, features and advantages of the invention, as well as the manner in which they are achieved, will be explained in more detail in connection with the following description of the exemplary embodiments with reference to the following figures. Here, the figures are shown only schematically, which in particular no restrictions on the feasibility of the invention is the result.

Es zeigen:

FIG 1
einen Längsschnitt durch eine Turbinenschaufel gemäß eines ersten Ausführungsbeispiels und
FIG 2
einen Längsschnitt durch eine Turbinenschaufel gemäß eines zweiten Ausführungsbeispiels.
Show it:
FIG. 1
a longitudinal section through a turbine blade according to a first embodiment and
FIG. 2
a longitudinal section through a turbine blade according to a second embodiment.

In allen Figuren werden identische Merkmale mit den gleichen Bezugszeichen versehen.In all figures, identical features are provided with the same reference numerals.

FIG 1 zeigt einen Längsschnitt durch eine erfindungsgemäße Turbinenschaufel 10, welche gemäß dem gezeigten Ausführungsbeispiel als Leitschaufel ausgestaltet ist. Selbstverständlich könnte die erfindungsgemäße Turbinenschaufel auch als Laufschaufel ausgestaltet sein. Die Turbinenschaufel 10 umfasst entlang einer Längsachse 12 aufeinanderfolgend einen hakenförmigen Fußbereich 14, einen ersten Plattformbereich 16 sowie ein aerodynamisch gekrümmtes innenkühlbares Schaufelblatt 18. Aufgrund der Schnittdarstellung gemäß FIG 1 ist die innere Struktur des Schaufelblatts 18 dargestellt. Bekanntermaßen umfasst das Schaufelblatt 18 eine nicht näher dargestellte saugseitige Schaufelblattwand und eine druckseitige Schaufelblattwand, die sich von einer Vorderkante 20 des Schaufelblatts zu einer Hinterkante 22 des Schaufelblatts erstrecken. An einem dem ersten Plattformbereich 16 gegenüber liegenden Ende des Schaufelblatts 18 kann ein weiterer Plattformbereich 24 angeordnet sein. FIG. 1 shows a longitudinal section through a turbine blade 10 according to the invention, which is designed according to the embodiment shown as a guide vane. Of course, the turbine blade according to the invention could also be designed as a blade. The turbine blade 10 comprises, along a longitudinal axis 12, a hook-shaped foot region 14, a first platform region 16, and an aerodynamically curved, internally cooled airfoil blade 18 in succession FIG. 1 is the inner structure of the airfoil 18 is shown. As is known, the airfoil 18 includes a suction side airfoil wall (not shown) and a pressure side airfoil wall extending from a leading edge 20 of the airfoil to a trailing edge 22 of the airfoil. At an end of the blade 18 opposite the first platform region 16, a further platform region 24 may be arranged.

Gemäß dem gezeigten Ausführungsbeispiel sind im Inneren des Schaufelblatts 18 insgesamt vier nebeneinander angeordnete Hohlräume 26a bis 26d angeordnet. Die Hohlräume 26 erstrecken sich von dem ersten Plattformbereich 16 zu dem weiteren Plattformbereich 24. Die Hohlräume 26b und 26c sind über einen ersten Umlenkbereich 28a miteinander verbunden, ebenso wie die Hohlräume 26c und 26d über einen zweiten Umlenkbereich 28b strömungstechnisch miteinander verbunden sind. Im Hohlraum 26d sind zudem eine Vielzahl von sogenannten Sockeln 30 angeordnet. Diese Sockel 30 sind auch als Pin-Fins bekannt. Über durch Stege 32 voneinander getrennte Austrittsöffnungen 34 ist der Hohlraum 26 mit der Umgebung der Turbinenschaufel 10 in Strömungsverbindung.According to the embodiment shown, a total of four juxtaposed cavities 26a to 26d are arranged in the interior of the airfoil 18. The cavities 26 extend from the first platform region 16 to the further platform region 24. The cavities 26b and 26c are interconnected via a first deflection region 28a, just as the cavities 26c and 26d are fluidically connected to each other via a second deflection region 28b. In the cavity 26d also a plurality of so-called sockets 30 are arranged. These sockets 30 are also known as pin-fins. Via openings 32 separated from each other by webs 32, the cavity 26 is in fluid communication with the surroundings of the turbine blade 10.

Die Hohlräume 26 sind über sich parallel zur Längsachse 12 orientierte Rippen 27a, 27b und 27c teilweise voneinander getrennt. In der Rippe 27a sind eine Vielzahl von Prallkühlöffnungen 36 als ein die Prallkühlung der Vorderkante ermöglichendes Mittel vorgesehen, wodurch die Hohlräume 26a und 26b miteinander kommunizieren können. Des Weiteren sind in den Plattformbereichen 16, 24 Abströmkanäle 38 vorgesehen, wodurch der Hohlraum 26a mit der Umgebung der Turbinenschaufel 10 in Strömungsverbindung steht. Der Hohlraum 26b weist zudem eine Öffnung 29 auf, über die dem Schaufelblatt 18 der Turbinenschaufel 10 ein Kühlmedium 42 zuführbar ist.The cavities 26 are partially separated from each other by ribs 27a, 27b and 27c oriented parallel to the longitudinal axis 12. In the rib 27a, a plurality of impingement cooling holes 36 are provided as a means enabling impingement cooling of the leading edge, whereby the cavities 26a and 26b can communicate with each other. Furthermore, outflow channels 38 are provided in the platform regions 16, 24, whereby the cavity 26a is in fluid communication with the surroundings of the turbine blade 10. The cavity 26b also has an opening 29, via which the airfoil 18 of the turbine blade 10, a cooling medium 42 can be fed.

Im bestimmungsgemäßen Einsatz der Turbinenschaufel 10 wird das Schaufelblatt 18 von einem Heißgas umströmt, wobei dieses zuerst die Vorderkante 20 anströmt, dann sowohl die saugseitige als auch die druckseitige Schaufelwand um- und an der Hinterkante 22 abströmt. Bei axial durchströmten Gasturbinen, welche die gezeigte Turbinenschaufel 10 beinhalten kann, wird der im Querschnitt ringförmige Strömungskanal der Gasturbine durch die Plattformen 16, 24 radial begrenzt. Damit das Material der Turbinenschaufel 10 die vorbestimmte Standfestigkeit erreicht, wird dieses durch Zuführen des Kühlmediums 42 von innen gekühlt. Dazu wird über die Zuführöffnung 29 das Kühlmedium 42 in das Innere der Turbinenschaufel 10 geführt. Es strömt sodann in den Hohlraum 26b ein von wo aus es sich in unterschiedliche Teilströme verteilt. Ein signifikanter Teilstrom gelangt zum der Öffnung 29 gegenüberliegendem Ende des Hohlraums 26b und strömt dort in den ersten Umlenkbereich 28a ein, wonach es anschließend durch den Hohlraum 26c strömt. Danach durchströmt das Kühlmedium 42 den zweiten Umlenkbereich 28b und strömt anschließend in den vierten Hohlraum 26d vorbei an den Sockeln 30, wonach es anschließend durch Durchströmen der Austrittsöffnungen 34 die Turbinenschaufel 10 verlässt.In the proper use of the turbine blade 10, the blade 18 is flowed around by a hot gas, which flows first to the front edge 20, then both the suction side as well as the pressure-side blade wall and flows around at the trailing edge 22. In the case of axially through-flow gas turbines, which may include the turbine blade 10 shown, the annular flow channel of the gas turbine, which is annular in cross-section, is bounded radially by the platforms 16, 24. So that the material of the turbine blade 10 reaches the predetermined stability, this is cooled by supplying the cooling medium 42 from the inside. For this purpose, the cooling medium 42 is guided into the interior of the turbine blade 10 via the feed opening 29. It then flows into the cavity 26b from where it is distributed in different partial streams. A significant partial flow passes to the end 29 of the cavity 26b opposite the opening 29, where it flows into the first deflection region 28a, after which it subsequently flows through the cavity 26c. Thereafter, the cooling medium 42 flows through the second deflection region 28b and then flows into the fourth cavity 26d past the bases 30, whereafter it leaves the turbine blade 10 by flowing through the outlet openings 34.

Ein anderer Teil des Kühlmediums 42 durchströmt die einzelnen Prallkühlöffnungen 36, wodurch einzelne Prallkühlstrahlen 44 entstehen, welche auf diejenige Innenfläche der Schaufelwände aufprallt, die im Bereich der Vorderkante 20 von der saugseitigen Schaufelblattwand und/oder der druckseitigen Schaufelblattwand gebildet sind. Anschließend verlässt das Kühlmedium 42 den Hohraum 26a durch die Abströmkanäle 38. Je Plattformbereich 16 können mehrere Abströmkanäle 38 vorgesehen sein, wobei die Vorderkante 20 keine Sprühkopf-Löcher aufweist.Another part of the cooling medium 42 flows through the individual impingement cooling openings 36, whereby individual impingement cooling jets 44 arise, which impinges on that inner surface of the blade walls which are formed in the region of the front edge 20 of the suction-side airfoil wall and / or the pressure-side airfoil wall. Subsequently, the cooling medium 42 leaves the cavity 26a through the outflow channels 38. For each platform region 16, a plurality of outflow channels 38 may be provided, wherein the front edge 20 has no spray head holes.

Die Abströmkanäle 38 können, wie für den Plattformbereich 16 exemplarisch dargestellt, in einer am Rand 43 der Plattform angeordneten Nut 45 münden.As shown by way of example for the platform region 16, the outflow channels 38 can open into a groove 45 arranged on the edge 43 of the platform.

FIG 2 zeigt ein zweites Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 10. Nachfolgend werden jedoch nur die Unterschiede zu dem ersten Ausführungsbeispiel näher erläutert, ansonsten gelten die für das erste Ausführungsbeispiel gemachten Ausführungen ebenso für das zweite Ausführungsbeispiel. FIG. 2 shows a second embodiment of a turbine blade 10 according to the invention. However, only the differences from the first embodiment will be explained in more detail below, otherwise apply to the first embodiment made statements also for the second embodiment.

Gemäß dem zweiten Ausführungsbeispiel ist anstelle der ersten Rippe 27a ein Prallkühleinsatz 50 als ein die Prallkühlung der Vorderkante ermöglichendes Mittel vorgesehen. Der Prallkühleinsatz 50 ist rohrförmig ausgebildet und weist an seiner der Innenfläche gegenüberliegenden Rohrwand 52 die Prallkühlöffnungen 36 auf. Gemäß dem gezeigten Ausführungsbeispiel weist die Turbinenschaufel 10 neben einer ersten Zuführöffnung 29 für Kühlmedium eine weitere Zuführöffnung 31 auf. Die Zuführöffnung 31 ist Teil des Prallkühleinsatzes 50, wodurch diesem das Kühlmedium zuführbar ist. Das der Turbinenschaufel 10 über die Zuführöffnung 29 zuführbare Kühlmedium gelangt über die Hohlräume 26b, 26c und 26d zu den Austrittsöffnungen 34.According to the second embodiment, instead of the first rib 27a, an impingement cooling insert 50 is provided as a means enabling impingement cooling of the leading edge. The impact cooling insert 50 is tubular and has on its inner surface opposite the tube wall 52, the impact cooling openings 36. According to the exemplary embodiment shown, the turbine blade 10 has, in addition to a first feed opening 29 for cooling medium, a further feed opening 31. The feed opening 31 is part of the impingement cooling insert 50, as a result of which the cooling medium can be fed thereto. The cooling medium which can be fed to the turbine blade 10 via the feed opening 29 passes to the outlet openings 34 via the cavities 26b, 26c and 26d.

Der Prallkühleinsatz 50 weist an seinem der Zuführöffnung 31 gegenüber liegenden Ende 54 eine Passage 58 auf, durch welchen ein Teilstrom 56 des dem Prallkühleinsatz 50 zugeführten Kühlmediums austreten kann, um dort für weitere Zwecke verwendet zu werden.The impact cooling insert 50 has, at its end 54 opposite the feed opening 31, a passage 58 through which a partial stream 56 of the cooling medium supplied to the impact cooling insert 50 can exit to be used there for further purposes.

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel 10 die entlang einer Längsachse 12 aufeinanderfolgend einen Fußbereich 14 zur Befestigung der Turbinenschaufel an einem Schaufelträger, einen Plattformbereich 16 sowie ein aerodynamisch gekrümmtes innenkühlbares Schaufelblatt 18 umfasst, wobei das Schaufelblatt 18 eine saugseitige Schaufelblattwand sowie eine druckseitige Schaufelblattwand aufweist, die sich jeweils von einer Vorderkante 20 zu einer Hinterkante 22 erstrecken, wobei im Inneren des Schaufelblatts 18 ein an die Vorderkante 20 angrenzender Hohlraum 26a vorgesehen ist, der von einer zumindest einer der beiden Schaufelblattwänden zugehörigen Innenfläche teilweise begrenzt ist und welche Innenfläche durch in der Turbinenschaufel 10 angeordnete Mittel 27a, 36, 50 prallkühlbar ist. Um eine einfach herstellbare und preisgünstige Turbinenschaufel anzugeben, wird vorgeschlagen, dass die Vorderkante 20 frei von Sprühkopf-Löchern ist, und dass zum Abführen des Prallkühlmediums 42 aus dem Hohlraum 26a zumindest ein mit dem Hohlraum 26a verbundener sich durch den Plattformbereich 16, 24 erstreckender, sowie an einem Rand des Plattformbereichs mündender Abströmkanal 38 vorgesehen ist.The invention relates to a turbine blade 10 which comprises, along a longitudinal axis 12, a foot region 14 for fastening the turbine blade to a blade carrier, a platform region 16 and an aerodynamically curved internally coolable airfoil 18, wherein the airfoil 18 has a suction-side airfoil wall and a pressure-side airfoil wall which extends each extend from a front edge 20 to a trailing edge 22, wherein in the interior of the blade 18, a front edge 20 adjacent to the cavity 26 a is provided, which is partially bounded by an at least one of the two airfoil walls associated inner surface and which inner surface by in the turbine blade 10 Means 27a, 36, 50 is prallkühlbar. To provide an easily manufactured and inexpensive turbine blade, it is proposed that the Leading edge 20 is free of spray head holes, and that for discharging the impingement cooling medium 42 from the cavity 26a at least one connected to the cavity 26a extending through the platform portion 16, 24 and opening out at an edge of the platform region outflow channel 38 is provided.

Claims (5)

Turbinenschaufel (10),
die entlang einer Längsachse (12) aufeinander folgend einen Fußbereich (14) zur Befestigung der Turbinenschaufel (10) an einem Schaufelträger, einen Plattformbereich (16) sowie ein aerodynamisch gekrümmtes, innenkühlbares Schaufelblatt (18) umfasst,
welches eine saugseitige Schaufelblattwand und eine druckseitige Schaufelblattwand aufweist, die sich jeweils von einer Vorderkante (20) zu einer Hinterkante (22) erstrecken,
wobei im Inneren des Schaufelblattes (18) ein an die Vorderkante (20) angrenzender Hohlraum (26a) vorgesehen ist, der von einer zumindest einer der beiden Schaufelblattwänden zugehörigen Innenfläche teilweise begrenzt ist und welche Innenfläche durch in der Turbinenschaufel (10) angeordnete Mittel prallkühlbar ist,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Vorderkante (20) frei von Sprühkopf-Löchern ist und dass zum Abführen des Kühlmediums (42) aus dem Hohlraum (26a)zumindest ein mit dem Hohlraum verbundener, sich durch den Plattformbereich (16) erstreckender sowie an einem Rand des Plattformbereichs mündender Abströmkanal (38) vorgesehen ist.Turbine blade (10),
comprising successively along a longitudinal axis (12) a foot region (14) for securing the turbine blade (10) to a blade carrier, a platform region (16), and an aerodynamically curved, internally coolable airfoil (18),
which has a suction-side airfoil wall and a pressure-side airfoil wall which each extend from a front edge (20) to a trailing edge (22),
wherein a cavity (26a) adjoining the front edge (20) is provided in the interior of the airfoil (18), which is partially delimited by an inner surface associated with at least one of the two airfoil walls and which interior surface can be cooled by means arranged in the turbine blade (10) .
characterized in that
the front edge (20) is free from spray head holes and that for discharging the cooling medium (42) from the cavity (26a) at least one connected to the cavity, extending through the platform region (16) and at an edge of the platform region outflow channel (26 38) is provided. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1,
bei der der Abströmkanal (38) in einer im Rand des Plattformbereichs (16) versenkten Nut mündet.Turbine blade (10) according to claim 1,
in which the outflow channel (38) opens into a groove recessed in the edge of the platform region (16). Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1 oder 2,
bei der das Mittel eine die druckseitige Schaufelwand mit der saugseitigen Schaufelwand verbindende Rippe (27a) umfasst, in der Prallkühlöffnungen (36) vorgesehen sind.Turbine blade (10) according to claim 1 or 2,
wherein the means comprises a rib (27a) connecting the pressure side vane wall with the suction side vane wall, in which impingement cooling openings (36) are provided. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1 oder 2,
bei der das Mittel als Prallkühleinsatz (50) ausgestaltet und in die Turbinenschaufel (10) eingesetzt ist.Turbine blade (10) according to claim 1 or 2,
in which the means is designed as an impingement cooling insert (50) and inserted into the turbine blade (10). Turbinenschaufel (10) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, ausgestaltet als Turbinenlaufschaufel oder als Turbinenleitschaufel.Turbine blade (10) according to one of claims 1 to 4, designed as a turbine blade or as a turbine guide vane.
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