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EP3333366A1 - Turbine blade with leading edge cooling - Google Patents

Turbine blade with leading edge cooling Download PDF

Info

Publication number
EP3333366A1
EP3333366A1 EP16202826.0A EP16202826A EP3333366A1 EP 3333366 A1 EP3333366 A1 EP 3333366A1 EP 16202826 A EP16202826 A EP 16202826A EP 3333366 A1 EP3333366 A1 EP 3333366A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
leading edge
edge portion
turbine
holes
blade
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Withdrawn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
EP16202826.0A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Daniela Koch
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 EP16202826.0A priority Critical patent/EP3333366A1/en
Publication of EP3333366A1 publication Critical patent/EP3333366A1/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Withdrawn legal-status Critical Current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
    • F01D5/186—Film 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—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
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F05D2220/321—Application in turbines in gas turbines for a special turbine stage
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade for a turbomachine, comprising a blade platform and an airfoil projecting from the blade platform with a peripheral wall having a leading edge, a trailing edge, a pressure-side wall portion and a suction-side wall portion and defining a cavity extending at least along the Front edge extends, wherein in the region of the leading edge for cooling a plurality of the cavity with the outside of the airfoil connecting and spaced apart cooling bores is provided which form a plurality of rows of bores, each extending in a circumferential direction of the airfoil and between the blade platform and the opposite end of the airfoil are stacked in a longitudinal direction of the leading edge. Furthermore, the invention relates to a gas turbine with such turbine blades.
  • Such turbine blades are known in the prior art in different designs and are used in turbomachines to convert the thermal and kinetic energy of a working fluid, in particular a hot gas, into rotational energy.
  • a turbine blade includes a blade platform and an airfoil that protrudes from the blade platform.
  • the airfoil has a peripheral wall that includes an upstream side leading edge, a downstream side trailing edge, a pressure side wall portion, and a suction side wall portion, and defining a cavity therein that extends along the leading edge.
  • Gas turbine engines include a housing through which an annular flow passage extends in an axial direction.
  • a plurality of turbine stages are arranged one behind the other in the axial direction and spaced from each other.
  • Each turbine stage includes a plurality of turbine blades that form a stator vane (stator) connected to the housing and a rotor blade (rotor) connected to a rotor centrally supported and passing through the housing in the axial direction.
  • the flow channel is flowed through by an expanding hot gas.
  • the hot gas flowing through the flow channel is deflected by the guide vanes in such a way that it optimally flows against the rotor blades arranged behind it.
  • the torque generated by the hot gas by means of the blades puts the rotor in rotation.
  • the rotational energy of the rotor can then be converted into electrical energy, for example by means of a generator.
  • thermodynamic efficiency of a gas turbine is the higher, the higher the inlet temperature of the hot gas is in the gas turbine.
  • the height of the inlet temperature is limited, inter alia, by the thermal load capacity of the turbine blades. Accordingly, it is an object to provide turbine blades, which have sufficient mechanical resistance for the operation of the gas turbine even at very high inlet temperatures of the hot gas.
  • turbine blades are usually provided with elaborate coating systems.
  • a further increase in the allowable inlet temperature of the hot gas during operation of the gas turbine can be achieved by cooling the turbine blades.
  • cavities are provided in the blades, through which a cooling fluid is passed.
  • the cooling fluid flows through the cavity of the airfoil, for example, by impingement cooling, in which the cooling fluid is guided so that it bounces from the inside to the peripheral wall of the airfoil, and / or cooled by film cooling, in the Cooling fluid flows through the provided in the peripheral wall of the airfoil cooling holes from the cavity to the outside of the airfoil and forms an outer cooling film there.
  • a plurality of cooling holes are provided in the region of the leading edge of the turbine blade for cooling thereof, which connect the cavity in the interior of the airfoil with its outer side and are arranged at a distance from each other.
  • the cooling holes thereby form a plurality of rows of holes, each extending in a circumferential direction of the airfoil and are arranged one above the other between the blade platform and the opposite end of the airfoil in a longitudinal direction of the leading edge.
  • each row of holes may have three cooling holes, as exemplified in FIG FIG. 5 is shown.
  • the object is achieved by a turbine blade of the aforementioned type, in which in a longitudinal direction of the middle leading edge portion, the rows of holes have a greater number of cooling holes than in a lower leading edge region and / or in an upper leading edge portion.
  • the invention is based on the idea of variably selecting the number of cooling holes per row of holes - viewed in the longitudinal direction of the leading edge - in accordance with the actual thermal load by the stagnation point migrating during operation of the turbomachine. For this purpose, in a central, thermally more heavily loaded by the stagnation point leading edge portion, the rows of holes on a larger number of cooling holes than in an outer lower and / or upper leading edge portion. In this way, the total number of cooling holes in the region of the leading edge is reduced, which is accompanied on the one hand by a low coolant consumption.
  • At least one thermally little loaded outer leading edge portion is less cooled than the middle leading edge portion, whereby with respect to the longitudinal direction of the leading edge of the turbine blade the temperature gradient reduced accordingly.
  • a small temperature gradient can reduce the material stresses in the region of the front edge, in particular stresses between a coating system provided on the outside of the peripheral wall and the peripheral wall of the airfoil and thus increase the service life of the turbine blade. Apart from that, a small number of cooling bores result in correspondingly low production costs of the turbine blade.
  • the rows of holes in the central leading edge portion each have three cooling holes. This corresponds to a conventional shower head design in the middle leading edge portion.
  • the rows of holes in the lower leading edge portion and / or in the upper leading edge portion each have two cooling holes.
  • fewer cooling holes are thus provided in the latter, whereby the cooling fluid consumption can be reduced and the temperature gradient with respect to the longitudinal direction of the leading edge can be reduced.
  • the length of the lower leading edge portion and / or the upper leading edge portion is each in the range of 20% to 40% of the total length of the leading edge and is preferably about 30%.
  • the length of the middle leading edge portion is in the range of 20% to 60% of the total length of the leading edge and is preferably about 40%, as viewed in the longitudinal direction. In other words, fewer cooling holes per row of holes are provided over a length of between 40% and 80% of the total length of the leading edge.
  • the number of rows of holes in the central leading edge portion may be greater than that Number of rows of holes in the lower leading edge portion and / or in the upper leading edge portion. This number ratio is established at the above aspect ratio between at least one outer leading edge portion and the middle leading edge portion when the rows of holes are formed equidistantly in the longitudinal direction of the leading edge over the entire length thereof.
  • the distance between adjacently arranged rows of holes can be in the range of 1 mm to 5 mm and preferably 3 mm. In this way, a sufficient cooling film can be produced at the leading edge of the turbine blade.
  • the distance between adjacently arranged rows of holes increases - as viewed in the longitudinal direction - towards the outside. This is accompanied by a further reduction of the rows of holes and correspondingly reduces the cooling fluid consumption more.
  • the distance between adjacently arranged cooling bores preferably lies in the range from 1 mm to 5 mm and is preferably 3 mm. Such distances between the cooling holes of a row of holes are conducive to producing a sufficient cooling film at the leading edge of the airfoil.
  • the turbine blade may be formed as a guide vane.
  • the turbine blade may be formed as a blade.
  • the inventively improved cooling bore arrangement at the leading edge of the airfoil is equally suitable for guide vanes and rotor blades, in particular also vanes with two blade platforms, which are arranged at the opposite outer ends of the airfoil.
  • turbomachine comprising at least two turbine stages arranged one behind the other in a flow direction, each turbine stage comprising a vane ring formed by a plurality of vanes and a blade ring formed therefrom of a plurality of blades, the vanes and / or the vanes Blades are turbine blades according to the invention.
  • Turbomachines with turbine blades according to the invention have a relatively low cooling fluid consumption and allow longer maintenance intervals, which is associated with lower downtime and thus higher efficiency.
  • the length of the lower leading edge portions and / or the upper leading edge portions is in the range of 25% to 35% of the total length of the leading edge and is preferably 30%.
  • the length of the lower leading edge portion and / or the upper leading edge portion may range from 30% to 40% of the total length of the leading edge, and preferably 35%. This is accompanied by a reduction in the length of the central leading edge portion of the turbine blades of the second turbine stage by up to 10 percentage points from the first turbine stage the total consumption of cooling fluid of the turbomachine is further reduced.
  • FIGS. 1 to 3 show three preferred embodiments of a turbine blade for a turbomachine according to the present invention, which is designed here as a guide vane for a gas turbine.
  • the FIG. 1 shows a turbine blade 1 according to a first embodiment of the present invention.
  • the turbine blade 1 comprises a blade platform 2, an airfoil 3, which protrudes from the blade platform 2 and a Blade foot 4, which projects from the blade platform 2 opposite to the blade 3.
  • the airfoil 3 has a peripheral wall 5 with a front edge 6 upstream of a flow direction S of a turbomachine, a downstream trailing edge 7, a pressure-side wall section 8 and a suction-side wall section 9. Furthermore, the circumferential wall 5 defines in the interior of the airfoil 3 a cavity, not visible in the figures, which extends from the blade platform 2 along the front edge 6.
  • a plurality of cooling bores 10 is provided for the cooling thereof, which connect the cavity to the outside of the airfoil 3 and are arranged at a distance from one another.
  • the cooling holes 10 form a plurality of rows of holes 11, each extending in a circumferential direction U of the blade 3.
  • the rows of holes 11 are arranged one above the other between the blade platform 2 and the opposite end of the blade 3 in a longitudinal direction L of the front edge 6.
  • the turbine blade 1 can have further cooling bores which are provided, for example, at the trailing edge 7 or the wall sections 8, 9 and are not shown in the figures for the sake of clarity.
  • the rows of holes 11 have a greater number of cooling holes 10, as in an upper leading edge portion 14 and a lower leading edge portion 13.
  • the rows of holes 11 in the middle leading edge portion 12 each have three cooling holes 10 while the rows of holes 11 in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14 each have two cooling holes 10.
  • the length L 1 of the lower leading edge portion 13 and the length L 3 of the upper leading edge portion 14 are - the longitudinal direction L of view - 30% each of the total length L V of the leading edge 6. Accordingly, the length L 2 of the central leading edge portion 12 is - in the longitudinal direction L of view - 40% of the total length L V of the front edge. 6
  • the distances d L between adjacently arranged rows of holes 11 are identical over the total length L V of the front edge and amount to 3 mm. Accordingly, the number of rows of holes 11 in the central leading edge portion 12 is greater than the number of rows of holes 11 in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14.
  • the distance d U between adjacently located cooling holes 10 within a row of holes 11 is in the range of 1 mm up to 5 mm.
  • cooling holes 10 can also be provided in the region of the leading edge of a guide vane, in particular a guide vane with two opposing vane platforms, between which an airfoil is arranged.
  • the FIG. 2 shows a turbine blade 1 according to another embodiment of the present invention.
  • the turbine blade 1 has the same basic structure as the turbine blade according to the first embodiment of the present invention described above.
  • the arrangement of the cooling holes 10 at the leading edge 6 of the turbine blade 6 differs in that the length L 1 of the lower leading edge portion 13 and the length L 3 of the upper leading edge portion 14 - viewed in the longitudinal direction L - each 35% of the total length L V of the leading edge 6 amount.
  • the length L 2 of the central leading edge portion 12 is - in the longitudinal direction L of view - 30% of the total length L V of the front edge. 6
  • the FIG. 3 shows a turbine blade 1 according to a third embodiment of the present invention.
  • the turbine blade 1 has the same basic structure as the above-described turbine blade according to the first embodiment of the present invention.
  • the lengths L 1 , L 2 , L 3 of the lower leading edge portion 13, the middle leading edge portion 12 and the upper leading edge portion 14 are identical.
  • the rows of holes 11 in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14 - viewed in the longitudinal direction L - are not arranged equidistantly one above the other, but increase towards the outside.
  • one advantage of the turbine blade 1 according to the invention is that its leading edge 6 can be cooled more efficiently.
  • Both the lower leading edge portion 13 and the upper leading edge portion 14 are subjected to a lower thermal load during operation of the turbomachine than the central leading edge portion 12, since only the latter is hit by the stagnation point of the hot gas flow. As a result, less cooling fluid is needed to cool the lower leading edge portion 13 and the upper leading edge portion 14 than cooling the middle leading edge portion 12. Accordingly, in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14 are each provided a smaller number of cooling holes 10 than in the middle leading edge portion 12, which is associated with a small cooling fluid consumption of the turbine blade 1.
  • FIG. 4 shows a partial cross section of a turbomachine 15 according to an embodiment of the present invention, which is a gas turbine.
  • the turbomachine 15 comprises five turbine stages 16, which are arranged one behind the other in the flow direction S.
  • each turbine stage 16 comprises a vane ring 17, which is formed from guide vanes 18, and a blade ring 19 arranged behind it, which is formed from a plurality of rotor blades 20.
  • the blades 20a of the first turbine stage 16a are turbine blades according to the first embodiment of the present invention.
  • the blades 20b of the second turbine stage 16b disposed behind the first turbine stage 16a are turbine blades according to the second embodiment of the present invention.
  • the ratio of the length L 1 of the lower leading edge portion 13 and the length L 3 of the upper leading edge portion 14 to the length L 2 of the central lower edge portion 12 is greater than that of blades 20a of the first turbine stage 16a.
  • the guide vanes 18 may be provided as turbine blades according to the invention with corresponding, in particular in the direction of the rear turbine stages increasing aspect ratio of the leading edge portions.
  • Advantages of the flow machine according to the invention are that its cooling fluid consumption is low and the material stresses at the leading edges 6 of the blades 20, in particular between the peripheral wall and provided on the outside of the peripheral wall coating system due to temperature gradients are low. Therefore, 15 long maintenance intervals may be provided for the turbomachine, which is associated with correspondingly low downtime and good economic efficiency of the turbomachine 15.

Landscapes

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

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (1) für eine Strömungsmaschine (15), umfassend eine Schaufelplattform (2) und ein von der Schaufelplattform (2) abragendes Schaufelblatt (3) mit einer Umfangswandung(5), die eine anströmseitige Vorderkante (6), eine abströmseitige Hinterkante (7), einen druckseitigen Wandungsabschnitt (8) sowie einen saugseitigen Wandungsabschnitt (9) aufweist und einen Hohlraum definiert, der sich zumindest entlang der Vorderkante (6) erstreckt, wobei im Bereich der Vorderkante (6) zu deren Kühlung eine Mehrzahl von den Hohlraum mit der Außenseite des Schaufelblattes (3) verbindenden und beabstandet zueinander angeordneten Kühlbohrungen (10) vorgesehen ist, die eine Mehrzahl von Bohrungsreihen (11) bilden, die sich jeweils in einer Umfangsrichtung (U) des Schaufelblattes (3) erstrecken und zwischen der Schaufelplattform (2) und dem gegenüberliegenden Ende des Schaufelblattes (3) in einer Längsrichtung (L) der Vorderkante (6) übereinander angeordnet sind, wobei in einem bezogen auf die Längsrichtung (L) mittleren Vorderkantenabschnitt (12) die Bohrungsreihen (11) eine größere Anzahl von Kühlbohrungen (10) aufweisen als in einem unteren Vorderkantenabschnitt (13) und/oder in einem unteren Vorderkantenabschnitt (14).

Figure imgaf001
The invention relates to a turbine blade (1) for a turbomachine (15), comprising a blade platform (2) and an airfoil (3) projecting from the blade platform (2) with a peripheral wall (5) having an upstream leading edge (6) downstream end edge (7), a pressure-side wall portion (8) and a suction-side wall portion (9) and defines a cavity which extends at least along the front edge (6), wherein in the region of the front edge (6) for cooling a plurality of the cooling cavity with the outside of the blade (3) connecting and spaced apart cooling bores (10) is provided, which form a plurality of rows of holes (11), each extending in a circumferential direction (U) of the airfoil (3) and between the Blade platform (2) and the opposite end of the airfoil (3) in a longitudinal direction (L) of the front edge (6) arranged one above the other t, wherein in a longitudinal direction (L) middle leading edge portion (12) the rows of holes (11) have a larger number of cooling holes (10) than in a lower leading edge portion (13) and / or in a lower leading edge portion (14) ,
Figure imgaf001

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel für eine Strömungsmaschine, umfassend eine Schaufelplattform und ein von der Schaufelplattform abragendes Schaufelblatt mit einer Umfangswandung, die eine anströmseitige Vorderkante, eine abströmseitige Hinterkante, einen druckseitigen Wandungsabschnitt sowie einen saugseitigen Wandungsabschnitt aufweist und einen Hohlraum definiert, der sich zumindest entlang der Vorderkante erstreckt, wobei im Bereich der Vorderkante zu deren Kühlung eine Mehrzahl von den Hohlraum mit der Außenseite des Schaufelblattes verbindenden und beabstandet zueinander angeordneten Kühlbohrungen vorgesehen ist, die eine Mehrzahl von Bohrungsreihen bilden, die sich jeweils in einer Umfangsrichtung des Schaufelblattes erstrecken und zwischen der Schaufelplattform und dem gegenüberliegenden Ende des Schaufelblattes in einer Längsrichtung der Vorderkante übereinander angeordnet sind. Ferner betrifft die Erfindung eine Gasturbine mit solchen Turbinenschaufeln.The invention relates to a turbine blade for a turbomachine, comprising a blade platform and an airfoil projecting from the blade platform with a peripheral wall having a leading edge, a trailing edge, a pressure-side wall portion and a suction-side wall portion and defining a cavity extending at least along the Front edge extends, wherein in the region of the leading edge for cooling a plurality of the cavity with the outside of the airfoil connecting and spaced apart cooling bores is provided which form a plurality of rows of bores, each extending in a circumferential direction of the airfoil and between the blade platform and the opposite end of the airfoil are stacked in a longitudinal direction of the leading edge. Furthermore, the invention relates to a gas turbine with such turbine blades.

Derartige Turbinenschaufeln sind im Stand der Technik in unterschiedlichen Ausführungen bekannt und dienen in Strömungsmaschinen dazu, die thermische und kinetische Energie eines Arbeitsfluides, insbesondere eines Heißgases, in Rotationsenergie umzuwandeln. Üblicherweise umfasst eine solche Turbinenschaufel eine Schaufelplattform und ein Schaufelblatt, das von der Schaufelplattform abragt. Das Schaufelblatt weist eine Umfangswandung auf, die eine anströmseitige Vorderkante, eine abströmseitige Hinterkante, einen druckseitigen Wandungsabschnitt sowie ein saugseitigen Wandungsabschnitt umfasst und in ihrem Inneren einen Hohlraum definiert, der sich entlang der Vorderkante erstreckt.Such turbine blades are known in the prior art in different designs and are used in turbomachines to convert the thermal and kinetic energy of a working fluid, in particular a hot gas, into rotational energy. Typically, such a turbine blade includes a blade platform and an airfoil that protrudes from the blade platform. The airfoil has a peripheral wall that includes an upstream side leading edge, a downstream side trailing edge, a pressure side wall portion, and a suction side wall portion, and defining a cavity therein that extends along the leading edge.

Gasturbinen umfassen ein Gehäuse, durch das sich in einer axialen Richtung ein ringförmiger Strömungskanal erstreckt. In dem Strömungskanal ist eine Mehrzahl von Turbinenstufen in der axialen Richtung hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet. Jede Turbinenstufe umfasst eine Mehrzahl von Turbinenschaufeln, die einen mit dem Gehäuse verbundenen Leitschaufelkranz (Stator) und einen mit einem zentral gelagerten und das Gehäuse in der axialen Richtung durchsetzenden Läufer verbundenen Laufschaufelkranz (Rotor) bilden.Gas turbine engines include a housing through which an annular flow passage extends in an axial direction. In the flow passage, a plurality of turbine stages are arranged one behind the other in the axial direction and spaced from each other. Each turbine stage includes a plurality of turbine blades that form a stator vane (stator) connected to the housing and a rotor blade (rotor) connected to a rotor centrally supported and passing through the housing in the axial direction.

Während des Betriebs der Gasturbine wird der Strömungskanal von einem expandierenden Heißgas durchströmt. Das den Strömungskanal durchströmende Heißgas wird von den Leitschaufeln derart umgelenkt, dass es die dahinter angeordneten Laufschaufeln optimal anströmt. Das von dem Heißgas mittels der Laufschaufeln erzeugte Drehmoment versetzt den Läufer in Rotation. Die Rotationsenergie des Läufers kann dann beispielsweise mittels eines Generators in elektrische Energie umgewandelt werden.During operation of the gas turbine, the flow channel is flowed through by an expanding hot gas. The hot gas flowing through the flow channel is deflected by the guide vanes in such a way that it optimally flows against the rotor blades arranged behind it. The torque generated by the hot gas by means of the blades puts the rotor in rotation. The rotational energy of the rotor can then be converted into electrical energy, for example by means of a generator.

Der thermodynamische Wirkungsgrad einer Gasturbine ist desto höher, je höher die Eintrittstemperatur des Heißgases in die Gasturbine ist. Jedoch sind der Höhe der Eintrittstemperatur unter anderem durch die thermische Belastbarkeit der Turbinenschaufeln Grenzen gesetzt. Dementsprechend besteht eine Zielsetzung darin, Turbinenschaufeln zu schaffen, die auch bei sehr hohen Eintrittstemperaturen des Heißgases eine für den Betrieb der Gasturbine ausreichende mechanische Beständigkeit besitzen.The thermodynamic efficiency of a gas turbine is the higher, the higher the inlet temperature of the hot gas is in the gas turbine. However, the height of the inlet temperature is limited, inter alia, by the thermal load capacity of the turbine blades. Accordingly, it is an object to provide turbine blades, which have sufficient mechanical resistance for the operation of the gas turbine even at very high inlet temperatures of the hot gas.

Zum mechanischen Schutz und zur Wärmedämmung werden Turbinenschaufeln gewöhnlich mit aufwendigen Beschichtungssystemen versehen. Eine weitere Erhöhung der zulässigen Eintrittstemperatur des Heißgases während des Betriebs der Gasturbine lässt sich durch Kühlen der Turbinenschaufeln erreichen. Dazu sind in den Schaufelblättern Hohlräume vorgesehen, durch die ein Kühlfluid geleitet wird.For mechanical protection and thermal insulation turbine blades are usually provided with elaborate coating systems. A further increase in the allowable inlet temperature of the hot gas during operation of the gas turbine can be achieved by cooling the turbine blades. For this purpose, cavities are provided in the blades, through which a cooling fluid is passed.

Während des Betriebs der Gasturbine strömt das Kühlfluid durch den Hohlraum des Schaufelblattes, um dieses beispielsweise durch Prallkühlung, bei der das Kühlfluid derart geführt wird, dass es von innen auf die Umfangswandung des Schaufelblattes prallt, und/oder durch Filmkühlung zu kühlen, bei der das Kühlfluid durch in der Umfangswandung des Schaufelblattes vorgesehene Kühlbohrungen aus dem Hohlraum auf die Außenseite des Schaufelblatts strömt und dort einen äußeren Kühlfilm bildet.During operation of the gas turbine, the cooling fluid flows through the cavity of the airfoil, for example, by impingement cooling, in which the cooling fluid is guided so that it bounces from the inside to the peripheral wall of the airfoil, and / or cooled by film cooling, in the Cooling fluid flows through the provided in the peripheral wall of the airfoil cooling holes from the cavity to the outside of the airfoil and forms an outer cooling film there.

Die anströmseitige Vorderkante des Schaufelblatts ist einer besonders hohen thermischen Belastung durch das anströmende Heißgas ausgesetzt. Um diesem Umstand Rechnung zu tragen, ist im Bereich der Vorderkante der Turbinenschaufel zu deren Kühlung eine Mehrzahl von Kühlbohrungen (shower head design) vorgesehen, die den Hohlraum im Inneren des Schaufelblattes mit seiner Außenseite verbinden und beabstandet zueinander angeordnet sind. Die Kühlbohrungen bilden dabei eine Mehrzahl von Bohrungsreihen, die sich jeweils in einer Umfangsrichtung des Schaufelblattes erstrecken und zwischen der Schaufelplattform und dem gegenüberliegenden Ende des Schaufelblattes in einer Längsrichtung der Vorderkante übereinander angeordnet sind. Beispielsweise kann jede Bohrungsreihe drei Kühlbohrungen aufweisen, wie es beispielhaft in Figur 5 gezeigt ist.The upstream edge of the blade is exposed to a particularly high thermal load by the inflowing hot gas. In order to take this circumstance into account, a plurality of cooling holes (shower head design) are provided in the region of the leading edge of the turbine blade for cooling thereof, which connect the cavity in the interior of the airfoil with its outer side and are arranged at a distance from each other. The cooling holes thereby form a plurality of rows of holes, each extending in a circumferential direction of the airfoil and are arranged one above the other between the blade platform and the opposite end of the airfoil in a longitudinal direction of the leading edge. For example, each row of holes may have three cooling holes, as exemplified in FIG FIG. 5 is shown.

Untersuchungen haben ergeben, dass die Heißgasströmung an einem Punkt der Vorderkante der Turbinenschaufel einen sogenannten Staupunkt (stagnation point) ausbildet, an dem die Strömungsgeschwindigkeit des Heißgases zumindest nahezu vollständig verschwindet. Entsprechend ist die thermische Belastung der Vorderkante der Turbinenschaufel an dem Staupunkt besonders hoch. Die Position dieses Staupunktes bezogen auf die Längsrichtung der Vorderkante der Turbinenschaufel variiert allerdings mit dem jeweils aktuellen Betriebspunkt der Strömungsmaschine. Entsprechend kann der Staupunkt während des Betriebs der Gasturbine entlang der Vorderkante des Schaufelblatts in deren Längsrichtung wandern.Investigations have shown that the hot gas flow at a point on the leading edge of the turbine blade forms a so-called stagnation point, at which the flow velocity of the hot gas at least almost completely disappears. Accordingly, the thermal load of the leading edge of the turbine blade at the stagnation point is particularly high. However, the position of this stagnation point with respect to the longitudinal direction of the leading edge of the turbine blade varies with the respective current operating point of the turbomachine. Accordingly, during operation of the gas turbine, the stagnation point may migrate along the leading edge of the airfoil in the longitudinal direction thereof.

Vor diesem Hintergrund kann es bei der gebräuchlichen und in Figur 5 dargestellten Anordnung von Kühlbohrungen im Bereich der Vorderkante der Turbinenschaufel zu einer ineffizienten Kühlung sowie bedingt durch einen großen Temperaturgradienten in bestimmten Bereichen zu Materialspannungen insbesondere zwischen einem an der Außenseite der Umfangswandung vorgesehenen Beschichtungssystem und der Umfangswandung kommen.Against this background, it can be at the common and in FIG. 5 shown arrangement of cooling holes in the region of the leading edge of the turbine blade to an inefficient cooling and due to a large temperature gradient in certain areas to material stresses in particular between a provided on the outside of the peripheral wall coating system and the peripheral wall come.

Ausgehend von diesem Stand der Technik ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Turbinenschaufel der eingangs genannten Art zu schaffen, die eine effiziente Kühlung der Vorderkante des Schaufelblatts ermöglicht und geringe Materialspannungen im Bereich der Vorderkante des Schaufelblattes bewirkt.Starting from this prior art, it is an object of the present invention to provide a turbine blade of the type mentioned, which allows efficient cooling of the leading edge of the blade and causes low material stresses in the region of the leading edge of the airfoil.

Die Aufgabe wird erfindungsgemäß durch eine Turbinenschaufel der eingangs genannten Art gelöst, bei der in einem bezogen auf die Längsrichtung mittleren Vorderkantenabschnitt die Bohrungsreihen eine größere Anzahl von Kühlbohrungen aufweisen als in einem unteren Vorderkantenbereich und/oder in einem oberen Vorderkantenabschnitt.The object is achieved by a turbine blade of the aforementioned type, in which in a longitudinal direction of the middle leading edge portion, the rows of holes have a greater number of cooling holes than in a lower leading edge region and / or in an upper leading edge portion.

Der Erfindung liegt die Idee zugrunde, die Anzahl von Kühlbohrungen je Bohrungsreihe - in der Längsrichtung der Vorderkante betrachtet - entsprechend der tatsächlichen thermischen Belastung durch den während des Betriebs der Strömungsmaschine wandernden Staupunkt variabel zu wählen. Dazu weisen in einem mittleren, durch den Staupunkt thermisch stärker belasteten Vorderkantenabschnitt die Bohrungsreihen eine größere Anzahl von Kühlbohrungen auf als in einem äußeren unteren und/oder oberen Vorderkantenabschnitt. Auf diese Weise ist die Gesamtzahl der Kühlbohrungen im Bereich der Vorderkante reduziert, was einerseits mit einem geringen Kühlfluidverbrauch einhergeht. Andererseits ist zumindest ein thermisch wenig belasteter äußerer Vorderkantenabschnitt geringer gekühlt als der mittlere Vorderkantenabschnitt, wodurch sich bezogen auf die Längsrichtung der Vorderkante der Turbinenschaufel der Temperaturgradient entsprechend verkleinert. Ein kleiner Temperaturgradient kann die Materialspannungen im Bereich der Vorderkante, insbesondere Spannungen zwischen einem an der Außenseite der Umfangswandung vorgesehenen Beschichtungssystem und der Umfangswandung des Schaufelblattes verringern und somit die Lebensdauer der Turbinenschaufel erhöhen. Abgesehen davon führt eine geringe Anzahl von Kühlbohrungen zu entsprechend geringen Herstellungskosten der Turbinenschaufel.The invention is based on the idea of variably selecting the number of cooling holes per row of holes - viewed in the longitudinal direction of the leading edge - in accordance with the actual thermal load by the stagnation point migrating during operation of the turbomachine. For this purpose, in a central, thermally more heavily loaded by the stagnation point leading edge portion, the rows of holes on a larger number of cooling holes than in an outer lower and / or upper leading edge portion. In this way, the total number of cooling holes in the region of the leading edge is reduced, which is accompanied on the one hand by a low coolant consumption. On the other hand, at least one thermally little loaded outer leading edge portion is less cooled than the middle leading edge portion, whereby with respect to the longitudinal direction of the leading edge of the turbine blade the temperature gradient reduced accordingly. A small temperature gradient can reduce the material stresses in the region of the front edge, in particular stresses between a coating system provided on the outside of the peripheral wall and the peripheral wall of the airfoil and thus increase the service life of the turbine blade. Apart from that, a small number of cooling bores result in correspondingly low production costs of the turbine blade.

Bevorzugt weisen die Bohrungsreihen in dem mittleren Vorderkantenabschnitt jeweils drei Kühlbohrungen auf. Dies entspricht in dem mittleren Vorderkantenabschnitt einer herkömmlichen Kühlbohrungsanordnung (shower head design).Preferably, the rows of holes in the central leading edge portion each have three cooling holes. This corresponds to a conventional shower head design in the middle leading edge portion.

Besonders bevorzugt weisen die Bohrungsreihen in dem unteren Vorderkantenabschnitt und/oder in dem oberen Vorderkantenabschnitt jeweils zwei Kühlbohrungen auf. Gegenüber der herkömmlichen Kühlbohrungsanordnung in den äußeren Vorderkantenabschnitten sind in diesen somit weniger Kühlbohrungen vorgesehen, wodurch der Kühlfluidverbrauch reduziert werden und der Temperaturgradient bezogen auf die Längsrichtung der Vorderkante verringert sein kann.Particularly preferably, the rows of holes in the lower leading edge portion and / or in the upper leading edge portion each have two cooling holes. Compared to the conventional cooling bore arrangement in the outer leading edge portions, fewer cooling holes are thus provided in the latter, whereby the cooling fluid consumption can be reduced and the temperature gradient with respect to the longitudinal direction of the leading edge can be reduced.

Gemäß einer Ausgestaltung liegt - in der Längsrichtung betrachtet - die Länge des unteren Vorderkantenabschnittes und/oder des oberen Vorderkantenabschnittes jeweils im Bereich von 20% bis 40% der Gesamtlänge der Vorderkante und beträgt bevorzugt etwa 30%. Entsprechend liegt dabei - in der Längsrichtung betrachtet - die Länge des mittleren Vorderkantenabschnitts im Bereich von 20% bis 60% der Gesamtlänge der Vorderkante und beträgt bevorzugt etwa 40%. Mit anderen Worten werden über eine Länge von zwischen 40% und 80% der Gesamtlänge der Vorderkante weniger Kühlbohrungen je Bohrungsreihe vorgesehen.According to one embodiment, as viewed in the longitudinal direction, the length of the lower leading edge portion and / or the upper leading edge portion is each in the range of 20% to 40% of the total length of the leading edge and is preferably about 30%. Correspondingly, the length of the middle leading edge portion is in the range of 20% to 60% of the total length of the leading edge and is preferably about 40%, as viewed in the longitudinal direction. In other words, fewer cooling holes per row of holes are provided over a length of between 40% and 80% of the total length of the leading edge.

Alternativ oder zusätzlich kann die Anzahl der Bohrungsreihen in dem mittleren Vorderkantenabschnitt größer sein als die Anzahl der Bohrungsreihen in dem unteren Vorderkantenabschnitt und/oder in dem oberen Vorderkantenabschnitt. Dieses Anzahlverhältnis stellt sich bei dem oben genannten Längenverhältnis zwischen wenigstens einem äußeren Vorderkantenabschnitt und dem mittleren Vorderkantenabschnitt ein, wenn die Bohrungsreihen in der Längsrichtung der Vorderkante über deren gesamter Länge äquidistant ausgebildet sind.Alternatively or additionally, the number of rows of holes in the central leading edge portion may be greater than that Number of rows of holes in the lower leading edge portion and / or in the upper leading edge portion. This number ratio is established at the above aspect ratio between at least one outer leading edge portion and the middle leading edge portion when the rows of holes are formed equidistantly in the longitudinal direction of the leading edge over the entire length thereof.

Gemäß einer Weiterentwicklung kann - in der Längsrichtung betrachtet - der Abstand zwischen benachbart angeordneten Bohrungsreihen im Bereich von 1 mm bis 5 mm liegen und bevorzugt 3 mm betragen. Auf diese Weise kann an der Vorderkante der Turbinenschaufel ein ausreichender Kühlfilm erzeugt werden.According to a further development - viewed in the longitudinal direction - the distance between adjacently arranged rows of holes can be in the range of 1 mm to 5 mm and preferably 3 mm. In this way, a sufficient cooling film can be produced at the leading edge of the turbine blade.

Gemäß einer Variante nimmt in dem unteren Vorderkantenabschnitt und/oder in dem oberen Vorderkantenabschnitt der Abstand zwischen benachbart angeordneten Bohrungsreihen - in der Längsrichtung betrachtet - nach außen hin zu. Dies geht mit einer weiteren Reduzierung der Bohrungsreihen einher und verringert entsprechend den Kühlfluidverbrauch stärker.According to a variant, in the lower leading edge portion and / or in the upper leading edge portion, the distance between adjacently arranged rows of holes increases - as viewed in the longitudinal direction - towards the outside. This is accompanied by a further reduction of the rows of holes and correspondingly reduces the cooling fluid consumption more.

Bevorzugt liegt innerhalb einer Bohrungsreihe der Abstand zwischen benachbart angeordneten Kühlbohrungen im Bereich von 1 mm bis 5 mm und beträgt bevorzugt 3 mm. Derartige Abstände zwischen den Kühlbohrungen einer Bohrungsreihe sind zum Erzeugen eines ausreichenden Kühlfilms an der Vorderkante des Schaufelblattes förderlich.Within a row of holes, the distance between adjacently arranged cooling bores preferably lies in the range from 1 mm to 5 mm and is preferably 3 mm. Such distances between the cooling holes of a row of holes are conducive to producing a sufficient cooling film at the leading edge of the airfoil.

Gemäß einer Variante kann die Turbinenschaufel als eine Leitschaufel ausgebildet sein. Alternativ kann die Turbinenschaufel als eine Laufschaufel ausgebildet sein. Die erfindungsgemäß verbesserte Kühlbohrungsanordnung an der Vorderkante des Schaufelblatts eignet sich gleichermaßen für Leit- und Laufschaufeln, insbesondere auch Leitschaufeln mit zwei Schaufelplattformen, die an den gegenüberliegenden äußeren Enden des Schaufelblattes angeordnet sind.According to a variant, the turbine blade may be formed as a guide vane. Alternatively, the turbine blade may be formed as a blade. The inventively improved cooling bore arrangement at the leading edge of the airfoil is equally suitable for guide vanes and rotor blades, in particular also vanes with two blade platforms, which are arranged at the opposite outer ends of the airfoil.

Ferner schafft die vorliegende Erfindung eine Strömungsmaschine, umfassend wenigstens zwei in einer Strömungsrichtung hintereinander angeordnete Turbinenstufen, wobei jede Turbinenstufe einen aus einer Mehrzahl von Leitschaufeln gebildeten Leitschaufelkranz und einen dahinter angeordneten, aus einer Mehrzahl von Laufschaufeln gebildeten Laufschaufelkranz umfasst, wobei die Leitschaufeln und/oder die Laufschaufeln erfindungsgemäße Turbinenschaufeln sind. Strömungsmaschinen mit erfindungsgemäßen Turbinenschaufeln weisen einen relativ geringen Kühlfluidverbrauch auf und ermöglichen längere Wartungsintervalle, was mit geringeren Stillstandzeiten und somit einer höheren Wirtschaftlichkeit einhergeht.Further, the present invention provides a turbomachine comprising at least two turbine stages arranged one behind the other in a flow direction, each turbine stage comprising a vane ring formed by a plurality of vanes and a blade ring formed therefrom of a plurality of blades, the vanes and / or the vanes Blades are turbine blades according to the invention. Turbomachines with turbine blades according to the invention have a relatively low cooling fluid consumption and allow longer maintenance intervals, which is associated with lower downtime and thus higher efficiency.

Bevorzugt liegt bei Turbinenschaufeln der ersten Turbinenstufe - in der Längsrichtung betrachtet - die Länge der unteren Vorderkantenabschnitte und/oder der oberen Vorderkantenabschnitte im Bereich von 25% bis 35% der Gesamtlänge der Vorderkante und beträgt bevorzugt 30%.Preferably, with turbine blades of the first turbine stage, viewed in the longitudinal direction, the length of the lower leading edge portions and / or the upper leading edge portions is in the range of 25% to 35% of the total length of the leading edge and is preferably 30%.

Gemäß einer Weiterentwicklung ist bei Turbinenschaufeln einer hinteren Turbinenstufe - in der Längsrichtung betrachtet -das Verhältnis der Länge des unteren Vorderkantenabschnitts und/oder des oberen Vorderkantenabschnitts zur Länge des mittleren Vorderkantenabschnitts größer als bei Turbinenschaufeln einer vorderen Turbinenstufe. Damit kann dem Umstand Rechnung getragen werden, dass der Vorderkantenabschnitt, in dem der Staupunkt wandert, in hinteren Turbinenstufen bezogen auf die Längsrichtung kürzer ist, als in vorderen Turbinenstufen.According to a further development, with turbine blades of a rear turbine stage - as viewed in the longitudinal direction - the ratio of the length of the lower leading edge portion and / or the upper leading edge portion to the length of the middle leading edge portion is greater than turbine turbine blades of a front turbine stage. This can take into account the fact that the leading edge portion, in which the stagnation point travels, is shorter in rear turbine stages with respect to the longitudinal direction, than in front turbine stages.

Bei Turbinenschaufeln der zweiten Turbinenstufe kann - in der Längsrichtung betrachtet - die Länge des unteren Vorderkantenabschnitts und/oder des oberen Vorderkantenabschnitts im Bereich vom 30% bis 40% der Gesamtlänge der Vorderkante liegen und bevorzugt 35% betragen. Dies geht mit einer Reduzierung der Länge des mittleren Vorderkantenabschnitts der Turbinenschaufeln der zweiten Turbinenstufe um bis zu 10 Prozentpunkte gegenüber der ersten Turbinenstufe einher, wodurch der Gesamtverbrauch an Kühlfluid der Strömungsmaschine weiter verringert wird.In turbine blades of the second turbine stage, as viewed in the longitudinal direction, the length of the lower leading edge portion and / or the upper leading edge portion may range from 30% to 40% of the total length of the leading edge, and preferably 35%. This is accompanied by a reduction in the length of the central leading edge portion of the turbine blades of the second turbine stage by up to 10 percentage points from the first turbine stage the total consumption of cooling fluid of the turbomachine is further reduced.

Weitere Merkmale und Vorteile werden anhand von drei beispielhaften Ausführungsformen einer Turbinenschaufel für eine Strömungsmaschine gemäß der vorliegenden Erfindung sowie einer Ausführungsform einer Strömungsmaschine gemäß der vorliegenden Erfindung unter Bezugnahme auf die beiliegende Zeichnung deutlich. Darin ist

Figur 1
eine perspektivische Ansicht einer Turbinenschaufel gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
Figur 2
eine perspektivische Ansicht einer Turbinenschaufel gemäß einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung;
Figur 3
eine perspektivische Ansicht einer Turbinenschaufel gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung; und
Figur 4
eine teilweise Querschnittsansicht einer Strömungsmaschine gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung; und
Figur 5
eine perspektivische Ansicht einer Turbinenschaufel gemäß dem Stand der Technik.
Further features and advantages will be apparent from three exemplary embodiments of a turbine blade for a turbomachine according to the present invention and an embodiment of a turbomachine according to the present invention with reference to the accompanying drawings. That's it
FIG. 1
a perspective view of a turbine blade according to a first embodiment of the present invention;
FIG. 2
a perspective view of a turbine blade according to a second embodiment of the present invention;
FIG. 3
a perspective view of a turbine blade according to a third embodiment of the present invention; and
FIG. 4
a partial cross-sectional view of a turbomachine according to an embodiment of the present invention; and
FIG. 5
a perspective view of a turbine blade according to the prior art.

Die Figuren 1 bis 3 zeigen drei bevorzugte Ausführungsformen einer Turbinenschaufel für eine Strömungsmaschine gemäß der vorliegenden Erfindung, die vorliegend als eine Leitschaufel für eine Gasturbine ausgebildet ist.The FIGS. 1 to 3 show three preferred embodiments of a turbine blade for a turbomachine according to the present invention, which is designed here as a guide vane for a gas turbine.

Die Figur 1 zeigt eine Turbinenschaufel 1 gemäß einer ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Die Turbinenschaufel 1 umfasst eine Schaufelplattform 2, ein Schaufelblatt 3, das von der Schaufelplattform 2 abragt und einen Schaufelfuß 4, der gegenüberliegend zu dem Schaufelblatt 3 von der Schaufelplattform 2 vorsteht.The FIG. 1 shows a turbine blade 1 according to a first embodiment of the present invention. The turbine blade 1 comprises a blade platform 2, an airfoil 3, which protrudes from the blade platform 2 and a Blade foot 4, which projects from the blade platform 2 opposite to the blade 3.

Das Schaufelblatt 3 weist eine Umfangswandung 5 mit einer bezogen auf eine Strömungsrichtung S einer Strömungsmaschine anströmseitigen Vorderkante 6, einer abströmseitigen Hinterkante 7, einem druckseitigen Wandungsabschnitt 8 und einem saugseitigen Wandungsabschnitt 9 auf. Ferner definiert die Umfangswandung 5 im Inneren des Schaufelblattes 3 einen in den Figuren nicht sichtbaren Hohlraum, der sich ausgehend von der Schaufelplattform 2 entlang der Vorderkante 6 erstreckt.The airfoil 3 has a peripheral wall 5 with a front edge 6 upstream of a flow direction S of a turbomachine, a downstream trailing edge 7, a pressure-side wall section 8 and a suction-side wall section 9. Furthermore, the circumferential wall 5 defines in the interior of the airfoil 3 a cavity, not visible in the figures, which extends from the blade platform 2 along the front edge 6.

Im Bereich der Vorderkante 6 ist zu deren Kühlung eine Mehrzahl von Kühlbohrungen 10 vorgesehen, die den Hohlraum mit der Außenseite des Schaufelblattes 3 verbinden und beabstandet zueinander angeordnet sind. Die Kühlbohrungen 10 bilden eine Vielzahl von Bohrungsreihen 11, die sich jeweils in einer Umfangsrichtung U des Schaufelblattes 3 erstrecken. Die Bohrungsreihen 11 sind zwischen der Schaufelplattform 2 und dem gegenüberliegenden Ende des Schaufelblattes 3 in einer Längsrichtung L der Vorderkante 6 übereinander angeordnet. Die Turbinenschaufel 1 kann weitere Kühlbohrungen aufweisen, die beispielsweise an der Hinterkante 7 oder den Wandungsabschnitten 8, 9 vorgesehen und in den Figuren der Übersichtlichkeit halber nicht dargestellt sind.In the area of the front edge 6, a plurality of cooling bores 10 is provided for the cooling thereof, which connect the cavity to the outside of the airfoil 3 and are arranged at a distance from one another. The cooling holes 10 form a plurality of rows of holes 11, each extending in a circumferential direction U of the blade 3. The rows of holes 11 are arranged one above the other between the blade platform 2 and the opposite end of the blade 3 in a longitudinal direction L of the front edge 6. The turbine blade 1 can have further cooling bores which are provided, for example, at the trailing edge 7 or the wall sections 8, 9 and are not shown in the figures for the sake of clarity.

In einem bezogen auf die Längsrichtung L mittleren Vorderkantenabschnitt 12 weisen die Bohrungsreihen 11 eine größere Anzahl von Kühlbohrungen 10 auf, als in einem oberen Vorderkantenabschnitt 14 und in einem unteren Vorderkantenabschnitt 13. Konkret weisen die Bohrungsreihen 11 in dem mittleren Vorderkantenabschnitt 12 jeweils 3 Kühlbohrungen 10 auf, während die Bohrungsreihen 11 in dem unteren Vorderkantenabschnitt 13 und in dem oberen Vorderkantenabschnitt 14 jeweils zwei Kühlbohrungen 10 aufweisen.In a middle in relation to the longitudinal direction L leading edge portion 12, the rows of holes 11 have a greater number of cooling holes 10, as in an upper leading edge portion 14 and a lower leading edge portion 13. Concretely, the rows of holes 11 in the middle leading edge portion 12 each have three cooling holes 10 while the rows of holes 11 in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14 each have two cooling holes 10.

Die Länge L1 des unteren Vorderkantenabschnitts 13 und die Länge L3 des oberen Vorderkantenabschnitts 14 betragen - in der Längsrichtung L betrachtet - jeweils 30 % der Gesamtlänge LV der Vorderkante 6. Entsprechend beträgt die Länge L2 des mittleren Vorderkantenabschnitts 12 - in der Längsrichtung L betrachtet - 40 % der Gesamtlänge LV der Vorderkante 6.The length L 1 of the lower leading edge portion 13 and the length L 3 of the upper leading edge portion 14 are - the longitudinal direction L of view - 30% each of the total length L V of the leading edge 6. Accordingly, the length L 2 of the central leading edge portion 12 is - in the longitudinal direction L of view - 40% of the total length L V of the front edge. 6

Die Abstände dL zwischen benachbart angeordneten Bohrungsreihen 11 sind über die Gesamtlänge LV der Vorderkante identisch und betragen 3 mm. Entsprechend ist die Anzahl der Bohrungsreihen 11 in dem mittleren Vorderkantenabschnitt 12 größer als die Anzahl der Bohrungsreihen 11 in dem unteren Vorderkantenabschnitt 13 und in dem oberen Vorderkantenabschnitt 14. Der Abstand dU zwischen benachbart angeordneten Kühlbohrungen 10 innerhalb einer Bohrungsreihe 11 liegt im Bereich von 1 mm bis 5 mm.The distances d L between adjacently arranged rows of holes 11 are identical over the total length L V of the front edge and amount to 3 mm. Accordingly, the number of rows of holes 11 in the central leading edge portion 12 is greater than the number of rows of holes 11 in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14. The distance d U between adjacently located cooling holes 10 within a row of holes 11 is in the range of 1 mm up to 5 mm.

Selbstverständlich lässt sich eine derartige Anordnung von Kühlbohrungen 10 (shower head design) auch im Bereich der Vorderkante einer Leitschaufel vorsehen, insbesondere einer Leitschaufel mit zwei gegenüberliegenden Schaufelplattformen, zwischen denen ein Schaufelblatt angeordnet ist.Of course, such an arrangement of cooling holes 10 (shower head design) can also be provided in the region of the leading edge of a guide vane, in particular a guide vane with two opposing vane platforms, between which an airfoil is arranged.

Während des Betriebs der Turbinenschaufel 1 wird diese von einem Heißgas umströmt. Zum Kühlen des Schaufelblattes 3 strömt gleichzeitig ein Kühlfluid ausgehend von der Schaufelplattform 2 durch den Hohlraum im Inneren des Schaufelblattes 3. Das Kühlfluid gelangt durch die Kühlbohrungen 10 im Bereich der Vorderkante 6 zur Außenseite des Schaufelblattes 3 und bildet dort einen Kühlfilm, der die Außenseite der Umfangswandung 5 kühlt und vor dem anströmenden Heißgas schützt.During operation of the turbine blade 1, this is flowed around by a hot gas. For cooling the airfoil 3 simultaneously flows a cooling fluid, starting from the blade platform 2 through the cavity in the interior of the airfoil 3. The cooling fluid passes through the cooling holes 10 in the region of the leading edge 6 to the outside of the airfoil 3 and forms a cooling film there, the outside of the Circumferential 5 cools and protects against the oncoming hot gas.

Die Figur 2 zeigt eine Turbinenschaufel 1 gemäß einer weiteren Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Die Turbinenschaufel 1 besitzt denselben Grundaufbau wie die zuvor beschriebene Turbinenschaufel gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Die Anordnung der Kühlbohrungen 10 an der Vorderkante 6 der Turbinenschaufel 6 unterscheidet sich jedoch dadurch, dass die Länge L1 des unteren Vorderkantenabschnitts 13 und die Länge L3 des oberen Vorderkantenabschnitts 14 - in der Längsrichtung L betrachtet - jeweils 35 % der Gesamtlänge LV der Vorderkante 6 betragen. Entsprechend beträgt die Länge L2 des mittleren Vorderkantenabschnitts 12 - in der Längsrichtung L betrachtet - 30 % der Gesamtlänge LV der Vorderkante 6.The FIG. 2 shows a turbine blade 1 according to another embodiment of the present invention. The turbine blade 1 has the same basic structure as the turbine blade according to the first embodiment of the present invention described above. However, the arrangement of the cooling holes 10 at the leading edge 6 of the turbine blade 6 differs in that the length L 1 of the lower leading edge portion 13 and the length L 3 of the upper leading edge portion 14 - viewed in the longitudinal direction L - each 35% of the total length L V of the leading edge 6 amount. Accordingly, the length L 2 of the central leading edge portion 12 is - in the longitudinal direction L of view - 30% of the total length L V of the front edge. 6

Die Figur 3 zeigt eine Turbinenschaufel 1 gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Die Turbinenschaufel 1 besitzt denselben Grundaufbau wie die oben beschriebene Turbinenschaufel gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Auch die Längen L1, L2, L3 des unteren Vorderkantenabschnitts 13, des mittleren Vorderkantenabschnitts 12 beziehungsweise des oberen Vorderkantenabschnitts 14 sind identisch. Jedoch sind die Bohrungsreihen 11 in dem unteren Vorderkantenabschnitt 13 und in dem oberen Vorderkantenabschnitt 14 - in der Längsrichtung L betrachtet - nicht äquidistant übereinander angeordnet, sondern nehmen nach außen hin zu.The FIG. 3 shows a turbine blade 1 according to a third embodiment of the present invention. The turbine blade 1 has the same basic structure as the above-described turbine blade according to the first embodiment of the present invention. Also, the lengths L 1 , L 2 , L 3 of the lower leading edge portion 13, the middle leading edge portion 12 and the upper leading edge portion 14 are identical. However, the rows of holes 11 in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14 - viewed in the longitudinal direction L - are not arranged equidistantly one above the other, but increase towards the outside.

Allen beschriebenen Ausführungsformen der Turbinenschaufel 1 ist gemeinsam, dass in dem mittleren Vorderkantenabschnitt 12 eine größere Anzahl von Kühlbohrungen 10 vorgesehen ist als jeweils in dem unteren Vorderkantenabschnitt 13 und in dem oberen Vorderkantenabschnitt 14. Entsprechend besteht ein Vorteil der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 1 darin, dass ihre Vorderkante 6 effizienter gekühlt werden kann.It is common to all described embodiments of the turbine blade 1 that a larger number of cooling holes 10 are provided in the middle leading edge portion 12 than in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14, respectively. Accordingly, one advantage of the turbine blade 1 according to the invention is that its leading edge 6 can be cooled more efficiently.

Sowohl der untere Vorderkantenabschnitt 13 als auch der obere Vorderkantenabschnitt 14 ist während des Betriebs der Strömungsmaschine einer geringeren thermischen Belastung ausgesetzt als der mittlere Vorderkantenabschnitts 12, da nur letzterer von dem Staupunkt (stagnation point) der Heißgasströmung getroffen wird. Infolgedessen wird zum Kühlen des unteren Vorderkantenabschnitts 13 und des oberen Vorderkantenabschnitts 14 weniger Kühlfluid benötigt als zum Kühlen des mittleren Vorderkantenabschnitts 12. Entsprechend kann in dem unteren Vorderkantenabschnitt 13 und in dem oberen Vorderkantenabschnitt 14 jeweils eine geringere Anzahl an Kühlbohrungen 10 vorgesehen sein als in dem mittleren Vorderkantenabschnitt 12, was mit einem geringen Kühlfluidverbrauch der Turbinenschaufel 1 einhergeht.Both the lower leading edge portion 13 and the upper leading edge portion 14 are subjected to a lower thermal load during operation of the turbomachine than the central leading edge portion 12, since only the latter is hit by the stagnation point of the hot gas flow. As a result, less cooling fluid is needed to cool the lower leading edge portion 13 and the upper leading edge portion 14 than cooling the middle leading edge portion 12. Accordingly, in the lower leading edge portion 13 and in the upper leading edge portion 14 are each provided a smaller number of cooling holes 10 than in the middle leading edge portion 12, which is associated with a small cooling fluid consumption of the turbine blade 1.

Zudem kann auf diese Weise eine Überkühlung des unteren Vorderkantenabschnitts 13 und des oberen Vorderkantenabschnitts 14 vermieden werden, wodurch der Temperaturgradient entlang der Vorderkante 6 der Turbinenschaufel 1 klein bleibt. Entsprechend treten im Bereich der Vorderkante 6 des Schaufelblattes 3, insbesondere zwischen einem an der Außenseite der Umfangswandung 5 vorgesehenen nicht dargestellten Beschichtungssystem und der Umfangswandung 5 des Schaufelblattes 3 nur geringe Materialspannungen auf, was die Lebensdauer der Turbinenschaufel 1 verlängern kann. Die geringe Anzahl von Kühlbohrungen im Bereich der Vorderkante 6 geht weiterhin mit geringen Herstellungskosten einher.In addition, in this way overcooling of the lower leading edge portion 13 and the upper leading edge portion 14 can be avoided, whereby the temperature gradient along the leading edge 6 of the turbine blade 1 remains small. Accordingly, occur in the region of the leading edge 6 of the airfoil 3, in particular between a provided on the outside of the peripheral wall 5 not shown coating system and the peripheral wall 5 of the airfoil 3 only low material stresses, which can extend the life of the turbine blade 1. The small number of cooling holes in the region of the front edge 6 continues to be associated with low production costs.

Figur 4 zeigt einen teilweisen Querschnitt einer Strömungsmaschine 15 gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, bei der es sich um eine Gasturbine handelt. Die Strömungsmaschine 15 umfasst fünf Turbinenstufen 16, die in der Strömungsrichtung S hintereinander angeordnet sind. Dabei umfasst jede Turbinenstufe 16 einen Leitschaufelkranz 17, der aus Leitschaufeln 18 gebildet ist, und einen dahinter angeordneten Laufschaufelkranz 19, der aus einer Mehrzahl von Laufschaufeln 20 gebildet ist. FIG. 4 shows a partial cross section of a turbomachine 15 according to an embodiment of the present invention, which is a gas turbine. The turbomachine 15 comprises five turbine stages 16, which are arranged one behind the other in the flow direction S. In this case, each turbine stage 16 comprises a vane ring 17, which is formed from guide vanes 18, and a blade ring 19 arranged behind it, which is formed from a plurality of rotor blades 20.

Die Laufschaufeln 20a der ersten Turbinenstufe 16a sind Turbinenschaufeln gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Die Laufschaufeln 20b der hinter der ersten Turbinenstufe 16a angeordneten zweiten Turbinenstufe 16b sind Turbinenschaufeln gemäß der zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.The blades 20a of the first turbine stage 16a are turbine blades according to the first embodiment of the present invention. The blades 20b of the second turbine stage 16b disposed behind the first turbine stage 16a are turbine blades according to the second embodiment of the present invention.

Entsprechend ist bei den Laufschaufeln 20b der zweiten Turbinenstufe 16b - in der Längsrichtung L betrachtet -das Verhältnis der Länge L1 des unteren Vorderkantenabschnitts 13 sowie der Länge L3 des oberen Vorderkantenabschnitts 14 zur Länge L2 des mittleren Unterkantenabschnitts 12 größer als bei Laufschaufeln 20a der ersten Turbinenstufe 16a.Accordingly, in the rotor blades 20b of the second turbine stage 16b, as viewed in the longitudinal direction L, the ratio of the length L 1 of the lower leading edge portion 13 and the length L 3 of the upper leading edge portion 14 to the length L 2 of the central lower edge portion 12 is greater than that of blades 20a of the first turbine stage 16a.

Selbstverständlich können alternativ oder zusätzlich die Leitschaufeln 18 als erfindungsgemäße Turbinenschaufeln mit entsprechenden, insbesondere in Richtung hinterer Turbinenstufen zunehmendem Längenverhältnis der Vorderkantenabschnitte vorgesehen sein.Of course, alternatively or additionally, the guide vanes 18 may be provided as turbine blades according to the invention with corresponding, in particular in the direction of the rear turbine stages increasing aspect ratio of the leading edge portions.

Vorteile der erfindungsgemäßen Strömungsmaschine bestehen darin, dass ihr Kühlfluidverbrauch gering ist und die Materialspannungen an den Vorderkanten 6 der Laufschaufeln 20, insbesondere zwischen der Umfangswandung und einem an der Außenseite der Umfangswandung vorgesehenen Beschichtungssystem infolge von Temperaturgradienten gering sind. Deshalb können für die Strömungsmaschine 15 lange Wartungsintervalle vorgesehen sein, was mit entsprechend geringen Stillstandzeiten und einer guten Wirtschaftlichkeit der Strömungsmaschine 15 einhergeht.Advantages of the flow machine according to the invention are that its cooling fluid consumption is low and the material stresses at the leading edges 6 of the blades 20, in particular between the peripheral wall and provided on the outside of the peripheral wall coating system due to temperature gradients are low. Therefore, 15 long maintenance intervals may be provided for the turbomachine, which is associated with correspondingly low downtime and good economic efficiency of the turbomachine 15.

Obwohl die Erfindung im Detail durch das bevorzugte Ausführungsbeispiel näher illustriert und beschrieben wurde, so ist die Erfindung nicht durch die offenbarten Beispiele eingeschränkt und andere Variationen können vom Fachmann hieraus abgeleitet werden, ohne den Schutzumfang der Erfindung zu verlassen.Although the invention has been further illustrated and described in detail by the preferred embodiment, the invention is not limited by the disclosed examples, and other variations can be derived therefrom by those skilled in the art without departing from the scope of the invention.

Claims (15)

Turbinenschaufel (1) für eine Strömungsmaschine (15), umfassend eine Schaufelplattform (2) und ein von der Schaufelplattform (2) abragendes Schaufelblatt (3) mit einer Umfangswandung(5), die eine anströmseitige Vorderkante (6), eine abströmseitige Hinterkante (7), einen druckseitigen Wandungsabschnitt (8) sowie einen saugseitigen Wandungsabschnitt (9) aufweist und einen Hohlraum definiert, der sich zumindest entlang der Vorderkante (6) erstreckt, wobei im Bereich der Vorderkante (6) zu deren Kühlung eine Mehrzahl von den Hohlraum mit der Außenseite des Schaufelblattes (3) verbindenden und beabstandet zueinander angeordneten Kühlbohrungen (10) vorgesehen ist, die eine Mehrzahl von Bohrungsreihen (11) bilden, die sich jeweils in einer Umfangsrichtung (U) des Schaufelblattes (3) erstrecken und zwischen der Schaufelplattform (2) und dem gegenüberliegenden Ende des Schaufelblattes (3) in einer Längsrichtung (L) der Vorderkante (6) übereinander angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, dass in einem bezogen auf die Längsrichtung (L) mittleren Vorderkantenabschnitt (12) die Bohrungsreihen (11) eine größere Anzahl von Kühlbohrungen (10) aufweisen als in einem unteren Vorderkantenabschnitt (13) und/oder in einem oberen Vorderkantenabschnitt (14).Turbine blade (1) for a turbomachine (15), comprising a blade platform (2) and an airfoil (3) protruding from the blade platform (2) with a circumferential wall (5) having an upstream side leading edge (6), a downstream side trailing edge (7) ), a pressure-side wall portion (8) and a suction-side wall portion (9) and defines a cavity extending at least along the front edge (6), wherein in the region of the front edge (6) for cooling a plurality of the cavity with the Outside of the airfoil (3) connecting and spaced apart cooling bores (10) is provided which form a plurality of rows of holes (11) extending in each case in a circumferential direction (U) of the airfoil (3) and between the blade platform (2) and the opposite end of the airfoil (3) in a longitudinal direction (L) of the front edge (6) are arranged one above the other, characterized gekennzeichn et that in a longitudinal direction (L) middle leading edge portion (12) the rows of holes (11) have a greater number of cooling holes (10) than in a lower leading edge portion (13) and / or in an upper leading edge portion (14). Turbinenschaufel (1) nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Bohrungsreihen (11) in dem mittleren Vorderkantenabschnitt (12) jeweils drei Kühlbohrungen (10) aufweisen.Turbine blade (1) according to claim 1,
characterized in that
the rows of holes (11) in the middle leading edge section (12) each have three cooling holes (10). Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Bohrungsreihen (11) in dem unteren Vorderkantenabschnitt (13) und/oder in dem oberen Vorderkantenabschnitt (14) jeweils zwei Kühlbohrungen (10) aufweisen.Turbine blade (1) according to one of claims 1 or 2,
characterized in that
the rows of holes (11) in the lower leading edge portion (13) and / or in the upper leading edge portion (14) each have two cooling holes (10). Turbinenschaufel (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass - in der Längsrichtung (L) betrachtet - die Länge (L1, L3) des unteren Vorderkantenabschnitts (13) und/oder des oberen Vorderkantenabschnitts (14) jeweils im Bereich von 20% bis 40% der Gesamtlänge (LV) der Vorderkante (6) liegt und bevorzugt 30% beträgt, wobei entsprechend - in der Längsrichtung (L) betrachtet - die Länge (L2) des mittleren Vorderkantenabschnitts (12) im Bereich von 20% bis 60% der Gesamtlänge (LV) der Vorderkante (6) liegt und bevorzugt 40% beträgt. Turbine blade (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that when viewed in the longitudinal direction (L), the length (L 1 , L 3 ) of the lower leading edge portion (13) and / or the upper leading edge portion (14) are each in the range of 20% to 40% of the total length (L V ) of the leading edge (6), and preferably 30%, and accordingly - viewed in the longitudinal direction (L) - the length (L 2 ) of the middle leading edge portion (12) is in the range of 20% to 60% of the total length (L V ) of the leading edge (12). 6) and preferably 40%. Turbinenschaufel (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Anzahl der Kühlbohrungen (10) in dem mittleren Vorderkantenabschnitt (12) größer ist als die Anzahl der Kühlbohrungen (10) in dem unteren Vorderkantenabschnitt (13) und/oder in dem oberen Vorderkantenabschnitt (14).Turbine blade (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the number of cooling holes (10) in the central leading edge portion (12) is greater than the number of cooling holes (10) in the lower leading edge portion (13) and / or in the upper leading edge portion (14). Turbinenschaufel (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Anzahl der Bohrungsreihen (11) in dem mittleren Vorderkantenabschnitt (12) größer ist als die Anzahl der Bohrungsreihen (11) in dem unteren Vorderkantenabschnitt (13) und/oder in dem oberen Vorderkantenabschnitt (14).Turbine blade (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the number of rows of holes (11) in the central leading edge portion (12) is greater than the number of rows of holes (11) in the lower leading edge portion (13) and / or in the upper leading edge portion (14). Turbinenschaufel (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass - in der Längsrichtung (L) betrachtet - der Abstand (dL) zwischen benachbart angeordneten Bohrungsreihen (11) im Bereich vom 1 mm bis 5 mm liegt und bevorzugt 3 mm beträgt. Turbine blade (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that - viewed in the longitudinal direction (L) - the distance (d L ) between adjacently arranged rows of holes (11) in the range of 1 mm to 5 mm and is preferably 3 mm. Turbinenschaufel (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
in dem unteren Vorderkantenabschnitt (13) und/oder in dem oberen Vorderkantenabschnitt (14) der Abstand zwischen benachbart angeordneten Bohrungsreihen (11) - in der Längsrichtung (L) betrachtet - nach außen hin zunimmt.Turbine blade (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
in the lower leading edge portion (13) and / or in the upper leading edge portion (14), the distance between adjacently arranged rows of holes (11) - as viewed in the longitudinal direction (L) - increases outwardly. Turbinenschaufel (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
innerhalb einer Bohrungsreihe (11) der Abstand (dU) zwischen benachbart angeordneten Kühlbohrungen (10) im Bereich von 1 mm bis 5 mm liegt und bevorzugt 3 mm beträgt.Turbine blade (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
within a row of holes (11) the distance (d U ) between adjacently arranged cooling holes (10) is in the range of 1 mm to 5 mm and is preferably 3 mm. Turbinenschaufel (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Turbinenschaufel (1) als eine Leitschaufel ausgebildet ist.Turbine blade (1) according to one of the preceding claims,
characterized in that
the turbine blade (1) is designed as a guide blade. Turbinenschaufel (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Turbinenschaufel (1) als eine Laufschaufel ausgebildet ist.Turbine blade (1) according to one of claims 1 to 9,
characterized in that
the turbine blade (1) is designed as a moving blade. Gasturbine (15),
umfassend wenigstens zwei in einer Strömungsrichtung (S) hintereinander angeordnete Turbinenstufen (16), wobei jede Turbinenstufe (16) einen aus einer Mehrzahl von Leitschaufeln (18) gebildeten Leitschaufelkranz (17) und einen dahinter angeordneten, aus einer Mehrzahl von Laufschaufeln (20) gebildeten Laufschaufelkranz (19) umfasst, dadurch gekennzeichnet, dass die Leitschaufeln (18) und/oder die Laufschaufeln (20) Turbinenschaufeln (1) nach einem der vorhergehenden Ansprüche sind.Gas turbine (15),
comprising at least two turbine stages (16) arranged one behind the other in a flow direction (S), each turbine stage (16) comprising a vane ring (17) formed from a plurality of vanes (18) and a plurality of rotor blades (20) arranged behind it Blade (19), characterized in that the guide vanes (18) and / or the blades (20) are turbine blades (1) according to one of the preceding claims. Gasturbine (15) nach Anspruch 11,
dadurch gekennzeichnet, dass
bei Turbinenschaufeln (1) der ersten Turbinenstufe (16) - in der Längsrichtung (L) betrachtet - die Länge (L1, L3) der unteren Vorderkantenabschnitte (13) und/oder der oberen Vorderkantenabschnitte (14) im Bereich von 25% bis 35% der Gesamtlänge (LV) der Vorderkante (6) liegt und bevorzugt 30% beträgt.Gas turbine (15) according to claim 11,
characterized in that
for turbine blades (1) of the first turbine stage (16) - viewed in the longitudinal direction (L) - the length (L 1 , L 3 ) of the lower leading edge portions (13) and / or the upper leading edge portions (14) is in the range of 25% to 35% of the total length (L V ) of the leading edge (6) and is preferably 30%. Gasturbine (15) nach einem der Ansprüche 12 oder 13,
dadurch gekennzeichnet, dass
bei Turbinenschaufeln (1) einer hinteren Turbinenstufe (16) - in der Längsrichtung (L) betrachtet -das Verhältnis der Länge (L1, L3) des unteren Vorderkantenabschnitts (13) und/oder des oberen Vorderkantenabschnitts (14) zur Länge (L2) des mittleren Vorderkantenabschnitts (12) größer ist als bei Turbinenschaufeln (1) einer vorderen Turbinenstufe (16).Gas turbine (15) according to one of claims 12 or 13,
characterized in that
for turbine blades (1) of a turbine rear stage (16) - in the longitudinal direction (L) - the ratio of the length (L 1 , L 3 ) of the lower leading edge portion (13) and / or the upper leading edge portion (14) to the length (L 2 ) of the central leading edge portion (12) is larger than in turbine blades (1) of a front turbine stage (16). Gasturbine (15) nach einem der Ansprüche 13 oder 14,
dadurch gekennzeichnet, dass
bei Turbinenschaufeln (1) der zweiten Turbinenstufe (16) - in der Längsrichtung (L) betrachtet - die Länge (L1, L3) des unteren Vorderkantenabschnitts (13) und/oder des oberen Vorderkantenabschnitts (14) im Bereich von 30% bis 40% der Gesamtlänge (LV) der Vorderkante (6) liegt und bevorzugt 35% beträgt.Gas turbine (15) according to one of claims 13 or 14,
characterized in that
for turbine blades (1) of the second turbine stage (16), viewed in the longitudinal direction (L), the length (L 1 , L 3 ) of the lower leading edge portion (13) and / or the upper leading edge portion (14) is in the range of 30% to 40% of the total length (L V ) of the leading edge (6) and is preferably 35%.
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