DE19502998A1

DE19502998A1 - Turbinenflügel-Filmkühlvorrichtung mit Sogunterstützung

Info

Publication number: DE19502998A1
Application number: DE19502998A
Authority: DE
Inventors: Friedrich O Soechting; Thomas A Auxier
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1992-11-20
Filing date: 1995-01-31
Publication date: 2003-07-17
Anticipated expiration: 2015-02-01
Also published as: DE19502998B4; US6129515A

Abstract

Eine Filmkühlungseffektivität für intern luftgekühlte Turbinenschaufeln von Gasturbinenmotoren wird gesteigert durch Anordnung eines Verbindungskanals an die Filmkühlungsbohrung, welche sich in Verbindung mit einem niederen internen Druck (Unterdruck) in der Schaufel befindet, um einen Sog an dem Ausgangsende der Filmbohrung zu erzeugen, um das Vordringen in den Gasstrom zu begrenzen.

Description

Diese Erfindung bezieht sich auf intern gekühlte Flügel von Turbinenschaufeln für Gasturbinenmotoren und insbesondere auf Vorrichtungen zur Gewährleistung einer Filmkühlung von äußeren Oberflächen der Schaufel.
Wie aus dem Stand der Technik bekannt ist, ist es zur Aufrechterhaltung der strukturellen Geschlossenheit von Turbinenschaufeln für einen Gasturbinenmotor notwendig, die Metalltemperatur unterhalb der Extremtemperaturen der Gasströmung zu halten. Zahlreiche Kühlungstechniken, wie bspw. Prallkühlung, "trip strips", Unterbauten, und ähnliches werden verwendet, um den Flügelbereich durch Anströmen von kühlender Luft innerhalb der Schaufel zu kühlen. Die Kühlluft, welche eine höhere Temperatur annimmt, als sie anfänglich aufwies, ist nach wie vor kühl genug, um ein Kühlen der externen Oberfläche der Schaufel zu bewirken. Hierfür wird Luft durch Filmkühlöffnungen bzw. Poren in den äußeren Wandungen des Flügels ausgedrückt und wird in geeigneter Weise gesteuert, um eine Filmkühlung der äußeren Oberfläche des Flügels zu bewirken.
Im Idealfall sollte die gesamte Oberfläche des Flügels mit einer Schicht aus einer filmkühlenden Luft überdeckt sein, wobei die geringstmögliche Menge an Kühlluft hierfür verwendet wird. Es ist jedoch offensichtlich, daß uneffektiver Verbrauch von Kühlluft den Motorbetrieb nachteilig beeinflußt. Wie aus dem Stand der Technik bekannt ist, würde diese Kühlluft ansonsten Luft sein, welche Teil des Motorenarbeitsfluids darstellt, da bereits Energie aufgrund der Tatsache, daß sie durch die Kompressoren des Motors druckbeaufschlagt ist, in die Luft abgegeben worden ist. Da diese Luft vom Kompressor abgezogen worden ist und folglich ein Verlust der Gasströmung bzw. des Arbeitsmediums des Motors darstellt, bringt dies eine große Beeinflussung bezüglich der Motoreneffizienz mit sich.
Es ist das Ziel des Turbinenkonstrukteurs unter dem Zwang der Begrenzung der Luftmenge, welche zur Kühlung der Turbinenschaufel zugeteilt ist, die Flügeloberfläche vollständig in einen Film an Kühlluft zu tauchen. Dies führte zu einem geringen Erfolg, erreichte jedoch nach wie vor nicht den Idealfall. Da offensichtlich Motoren Anforderungen mehr erforderten, stellte der optimale Verbrauch von Kühlluft ein immer mehr herausforderndes Problem für die Turbinenschaufel-Konstrukteure dar.

Einige Beispiele, welche Versuche für das Erreichen effektiver Filmkühlung zeigen, werden in dem US-Patent 4,676,719, erteilt für T.A. Auxier, einen Coerfinder dieser Patentanmeldung, am 30. Januar 1987 und betitelt mit "Filmkühlkanäle für Kastenhohlflügel", sowie in dem US-Patent 4,738,588, erteilt für R.E. Field, am 19. April 1988 sowie betitelt mit "Filmkühlkanäle mit Stufendiffusor", offenbart, wobei beide Patente auf die "United Technologies Corporation" umgeschrieben wurden, welche auch bei dieser Patentanmeldung als Vertreter auftritt.

In einem dieser Beispiele offenbart das Patent einen längs sich erstreckenden Schlitz, welcher den Filmkühlkanal durchschneidet, um den Kühlstrom zu dosieren. Dies dient dazu dem Konstrukteur zu erlauben, den erforderlichen Bereich für die durchschneidenden Bohrungen auszuwählen, um die Menge an Kühlluft zu regulieren und zu kontrollieren, welche für die Filmkühlung der gesamten Schaufel verbraucht wird. Da offensichtlich der Turbinenschaufelkonstrukteur eine gegebene Menge an Luft, welche zu Kühlungszwecken verwendet werden soll, durch geeignetes Kontrollieren bzw. Steuern des Dosiermittels zuteilt, wird die Menge an Kühlluft in den Filmkühlungskanälen reguliert und folglich in effektiver Weise benutzt.

In dem anderen Beispiel lehrt das Patent den Gebrauch eines Stufendiffusors, um breitere Verteilungswinkel für die ausgestoßene Filmkühlungsluft in einem Versuch zu erhalten, um das Kühlmittel soweit wie möglich zu verteilen, sowie es den Filmkühlungskanal verläßt. Dies dient dazu, einen größeren Bereich der Flügeloberfläche mit einer gegebenen Anzahl von Filmkühlungsluft-Bohrungen abzudecken.

Offensichtlich besteht ein Kriterium für ein effektives Filmkühlen darin, das aus den Filmkühlungskanälen ausströmende Fluid daran zu hindern, über die Grenzschicht des Gases angrenzend an die äußere Oberfläche des Flügels vorzudringen. Zusätzlich zu all den anderen Kriterien, an welchen der Turbinenschaufelkonstrukteur festhalten muß, muß dieser folglich die notwendigen Schritte ergreifen, um zu gewährleisten, daß das Kühlluftvordringen in den Gasstrom bzw. Hauptstrom minimiert wird. Wenn bspw. die ausgestoßene Luft über die Grenzschicht hinaus vordringt, wird die Verfallsrate des Films infolge der vergrößerten Durchmischung zwischen der Filmkühlluft und dem Heißgas-Hauptstrom beschleunigt. Als eine Konsequenz hiervon wird die Filmkühlungseffektivität nachteilig beeinflußt.

Geformte Bohrungen, besser als runde Bohrungen, wie bspw. offenbart in den US-Patenten Nr. 4,676,719 und 4,738,588, supra, sowie die diffundierenden Kanäle, wie in dem vorstehenden Patent Nr. 4,738,588 offenbart, stellen Versuche dar, ein hohes Niveau für eine Filmkühlungseffektivität zu erzielen. Ungeachtet des kleinen Erfolgs, welche diese Techniken erbracht haben, weisen sie nach wie vor Nachteile auf und stellen nicht das Optimum dar für das Erzielen einer hohen Filmkühleffektivität.

Wir haben herausgefunden, daß wir die Filmkühlungseffektivität für bestimmte Filmkühlungsbohrungen verbessern können, welche in bestimmten Bereichen des Flügels verwendet werden. Beispielhaft und nicht als Beschränkung anzusehen, wird der Sog. unterstützt durch Filmkühlung, wie durch diese Erfindung gelehrt wird, insbesondere effektiver, wenn sie auf der Sogseite und der Hinter- bzw. Abrißkante des Flügels angewendet wird.

Eine Aufgabe dieser Erfindung besteht darin, eine verbesserte Filmkühlungseffektivität für Filmkühlungsbohrungen von Flügeln für Turbinenschaufeln zu schaffen, welche in Gasturbinenmotoren verwendet werden.

Ein Merkmal dieser Erfindung besteht darin, in den Filmkühlungskanal einen zusätzlichen Kanal anzuordnen, der mit einem niedrigeren Druck für das Erzeugen eines Sogs zur Begrenzung des Vordringens des Kühlmittels beaufschlagt ist, wenn dieses in die Gasströmung einströmt.

Ein Merkmal gemäß dieser Erfindung besteht darin, ein Sogmittel an dem Auslaßende der Filmbohrungen zu erzeugen, welches gekennzeichnet ist durch die Eigenschaft, relativ billig in dessen Herstellung zu sein, ohne daß komplexe Veränderungen bereits existierender Typen von intern gekühlten Schaufeln notwendig werden.

Die vorhergehenden sowie weitere Merkmale der vorliegenden Erfindung werden aus der nachfolgenden Beschreibung sowie der begleitenden Zeichnungen besser ersichtlich.
Fig. 1 ist eine Ansicht im Aufriß, welche eine axiale mit Strömungsluft gekühlte Turbinenschaufel für einen Gasturbinenmotor darstellt;
Fig. 2 ist eine Schnittansicht entlang der Linie 2-2 gemäß der Fig. 1;
Fig. 3 ist eine Teilansicht im Schnitt sowie eine Vergrößerung der Abriß- bzw. Hinterkante gemäß der Fig. 2;
Fig. 4 ist eine Teilansicht im Schnitt, welche die Erfindung bei deren Anwendung auf der Sogseite des Flügels darstellt;
Fig. 5 ist eine teilweise Oberansicht der Sog- bzw. Ansaugoberfläche des Flügels entlang der Linie 5-5, wodurch die sogunterstützte Kühlungsbohrung dargestellt wird;
Fig. 6 ist line Teilsicht im Schnitt, welche einen typischen Stand der Technik für eine Filmkühlungsbohrung bzw. Filmkühlungsöffnung darstellt und
Fig. 7 ist eine bruchstückartige Ansicht, teilweise im Schnitt und teilweise schematisch, welche die Effektivität bzw. den Wirkungsgrad dieser Erfindung illustriert.

Beste Art der Ausführung der Erfindung

Während diese Erfindung in ihrer bevorzugten Ausführungsform beschrieben wird, wobei sie in der Turbinenschaufel eines Gasturbinenmotors angewendet wird, sollte für den Fachmann klar sein, daß die Erfindung wahlweise bei statischen Komponenten des Motors, wie bspw. die Stator- bzw. Leitschaufeln und ähnliches, angewendet werden kann.
Im folgenden wird nunmehr Bezug genommen auf die Fig. 1 und 2 als eine beispielhafte Ausführungsform der vorliegenden Erfindung, welche eine Turbinenschaufel darstellen, die für gewöhnlich durch das Bezugszeichen 10 gekennzeichnet ist, und die aus folgenden Bauteilen besteht: ein Flügelbereich 12, ein Wurzelbereich 14, ein Spitzenbereich 16, eine Führungs- bzw. Vorderkante 18, eine Hinter- bzw. Abrißkante 20 sowie eine Plattform 24. Gemäß der Ausrichtung in der Fig. 1 stellt die Oberfläche des Flügels in der Zeichnung, welche zu dem Betrachter hinweist, die Druckseite 22 dar, welche diametral der Sogseite 23 gegenüberliegt und in einer schematischen Form, die zahlreiche Filmkühlungsbohrungen aufzeigt, welche sich in Fluidverbindung mit den inneren Kanälen befinden, welche dazu dienen, die Oberfläche der druckseitigen Wand mit einem Film aus einem Kühlmittel zu überziehen. Das Kühlmittel wird durch den Wurzelbereich 14 durch innere Kanäle 26 und 28 zugeführt, welche sich in Fluidverbindung mit dem Kompressorbereich des Gasturbinenmotors befinden (nicht gezeigt). Weitere Details bezüglich des Kühlstroms für hohle Turbinenschaufeln können unter Bezug auf die US-Patente Nr. 4,676,719 und 4,738,588, supra, erhalten werden.
Wie aus der Ansicht gemäß der Fig. 2 ersichtlich ist, wird die Schaufel in der radialen Richtung im wesentlichen in drei Bereiche unterteilt, nämlich der Führungs- bzw. Vorderkante 18, der Hinter- bzw. Abrißkante 20 sowie den sich dazwischen befindlichen Bereich. Jeder Bereich des Flügels kann variierende Kühlungsbehandlungsmittel beinhalten. Beispielsweise verwendet die Führungskante eine Duschkopfanordnung von Ausström-Kühlungsbohrungen, die Hinter- bzw. Abrißkante kann entsprechend der Filmkühlung eine breite Auslaßtasche 34 für das Auslassen von Kühlmittel aus der Schaufel verwenden, während der sich dazwischen befindliche Bereich Filmkühlungsbohrungen aufweisen kann. Zusätzlich wird eine interne Kühlung bewirkt durch Wärmeleitung, wobei die Aufprall- und Kühlsteigerung erreicht werden kann durch die Verwendung von "trip strips", Unterbauten, Rippen, Spanten, und ähnliches.
Der Bequemlichkeit und Einfachheit halber und insofern, als diese Erfindung in einem ihrer bevorzugten Ausführungsbeispiele bei der Hinter- bzw. Abrißkante angewendet wird, soll in der nachfolgenden Beschreibung die Beschreibung anderer Bereiche des Flügels ausgelassen werden und hauptsächlich auf diesen Bereich der Turbinenschaufel gerichtet werden. Wie vorstehend beschrieben wurde und wie im einzelnen nachfolgend noch beschrieben werden soll, kann natürlich die Erfindung auch in anderen Bereichen des Flügels Anwendung finden.
Vielleicht kann ein besseres Verstehen dieser Erfindung erreicht werden durch eine Rückschau auf den Stand der Technik. Im folgenden wird Bezug genommen auf die Fig. 6, welche einen Abschnitt einer typischen Flügelwandung 40 zeigt, welche entweder die Druckseite oder die Sogseite einer Turbinenschaufel darstellen kann. Eine typische Filmkühlungsöffnung 41, welche in diesem Beispiel eine geformte Öffnung ist, erstreckt sich vom Inneren der Wand 40 zu der äußeren Oberfläche 43. Kühlmittel wird in den Gasstrom in einer Weise ausgedrückt, wie durch die Pfeile B und C dargestellt ist. Wie aus der Fig. 6 zu entnehmen ist, haftet ein Abschnitt der Kühlluft an der Oberfläche 43 und bildet die Grenzschicht, wie durch den Pfeil B dargestellt wird, während der verbleibende Abschnitt, wie durch den Pfeil C dargestellt wird, durch die Grenzschicht vordringt und direkt in den Gasstrom fließt, welcher durch den Pfeil D dargestellt wird. Da der zuletzt genannte Teil an Luft, wie bereits eingangs erwähnt wurde, nicht den Bogen entlang der Grenzschicht durchführt, sondern vielmehr die Grenzschicht durchdringt, wird die Filmeffektivität in signifikanter Weise verringert und die Verfallsrate beschleunigt.
Gemäß dieser Erfindung und wie am besten in den Fig. 1, 2 und 3 zu sehen ist, wird die Abrißkante ausgebildet durch die unteren Gliedmaßen der saugseitigen Wand 23 und der druckseitigen Wand 22. Wie am besten in den Fig. 1 und 3, welche eine vergrößerte Ansicht des Hinter- bzw. Abrißkantenbereichs gemäß der Fig. 1 darstellt, gesehen werden kann, trägt die untere Extremität 46 der druckseitigen Wand 23 eine Anzahl von axial sich erstreckenden Fingern 48, welche sich zu der Extremität von der sogseitigen Wand 23 erstrecken, sich mit der Extremität 44 der sogseitigen Wand 22 vereinigen und gemeinsam eine Kammer 34 ausbilden, welche jeweils mit den inneren Kanälen 52 fluidverbunden sind (ein Kanal wird dargestellt). Da alle Kammern sowie deren in Spannweitenrichtung verlaufender Verbindungskanal, welcher sich entlang des Flügels erstreckt, identisch sind, beschränkt sich die nachfolgende Beschreibung auf den Strömungsweg durch einen dieser Kanäle mit dem Hinweis, daß all die anderen Strömungspfade durch die anderen Kanäle identisch sind. Wie in der Fig. 1 dargestellt ist, wird Kühlluft aus dem Kompressorbereich des Motors (nicht gezeigt) innerhalb des Flügels 12 durch Kanäle 26 und 28 eingelassen, welche mit den internen untereinander verbundenen radialen Kanälen 55 verbunden sind, welche sich vom Wurzelbereich bis hin zum Spitzenbereich des Flügels erstrecken. Ein Teil der Kühlluft strömt in den radialen Kanal 56, welche sich in Fluidverbindung befindet mit einem axialen Kanal 52 für das Zuführen von Luft zu der Hinter- bzw. Abrißkante. Die Strömung aus dem radialen Kanal 56 wird axial zum Kanal 52 geleitet, in dem sie zuerst in den Kanal 58, die Kammer 60, den Kanal 62 und die Kammer 64 geleitet wird. Da jeder dieser Strömungskanäle in serieller Beziehung zueinander stehen, dürfte es offensichtlich sein, daß hierbei eine progressive Verringerung des Drucks in die stromabwärtige Richtung erfolgt. Folglich ist es aus dem vorstehenden ersichtlich, daß der Druck in der Kammer 64 niedriger ist als der Druck in der Kammer 60.
Gemäß dieser Erfindung ist das Auslaßende der Filmkühlungsöffnung 66, welche mit Kühlmittel aus der Kammer 60 beaufschlagt ist, in Fluidverbindung mit dem Niederdruckkanal 64 unmittelbar stromab von der Kammer 60 über den Kanal 68. Der Nieder- bzw. Unterdruck erzeugt einen Sog an dem Ausgang bzw. Auslaß der Filmkühlungsbohrung 66, welches in effektiver Weise den Film dazu verleitet, an der äußeren Fläche der Druckseite an der Abrißkante des Flügels haften zu bleiben. Darüberhinaus hat die ausgestoßene Luft aus der Filmkühlungsöffnung 66 nicht länger die Neigung, durch die Dicke der Grenzschicht vorzudringen, wie es bei den zuvor bekannten Konstruktionen der Fall war. Dies wird in schematischer Weise in der Fig. 7 dargestellt. Wie hierin gezeigt wird, ist das Ausgangsende der Filmkühlungsbohrung 66 mit dem Saugkanal 68 verbunden, welcher für die Erzeugung eines Sogs an dieser Stelle dient. Der ausgestoßene Film an Kühlmittel, unterstützt durch diesen Sog. hat einer gegenüber vorher bekannten Konstruktionen größeren Neigung der Oberfläche 46 entlang zu folgen, wie durch den Pfeil B dargestellt wird, wobei ein minimales Durchmischen erreicht wird, wie durch die gestrichelte Linie E angezeigt wird.
Die Fig. 4 und 5 zeigen beispielhaft einen weiteren Bereich des Flügels, in welchem diese Erfindung Anwendung findet, nämlich die Sogseite des Flügels. Fig. 5 ist eine Teilansicht des Flügels, aufgenommen durch einen Schnitt senkrecht zu dem Profilsehnenbereich gemäß der Fig. 2. Gemäß diesem Ausführungsbeispiel ist der Druck in den radialen Kanälen 70 und 72 angrenzend zueinander in progressiver Weise niedriger, d. h. der Druck in dem Kanal 72 ist niedriger als der Druck in dem Kanal 70. In diesem Beispiel ist das Ausgangsende der Filmkühlungsbohrung 74, welche in der sogseitigen Wand 76 ausgebildet ist, mit dem Niederdruckkanal 72 über gebohrte Öffnungen 78 verbunden, um einen Sog an dem Ausgangsende der Filmkühlungsbohrung zu erzeugen, um eine effektivere Filmkühlung zu erreichen, nämlich zu jener, wie in der bruchstückartigen Ansicht gemäß der Fig. 7 gezeigt wird.
Obgleich diese Erfindung dargestellt und beschrieben wurde mit Bezug auf deren detaillierten Ausführungsbeispielen, sollte für den Fachmann klar verständlich sein, daß zahlreiche Änderungen hinsichtlich Form und Ausführung durchgeführt werden können, ohne von dem Kern und Umfang der beanspruchten Erfindung abzuweichen.
Eine Filmkühlungseffektivität für intern luftgekühlte Turbinenschaufeln von Gasturbinenmotoren wird gesteigert durch Anordnung eines Verbindungskanals an die Filmkühlungsbohrung, welche sich in Verbindung mit einem niederen internen Druck (Unterdruck) in der Schaufel befindet, um einen Sog an dem Ausgangsende der Filmbohrung zu erzeugen, um das Vordringen in den Gasstrom zu begrenzen.

Claims

1. Flügel einer Turbinenschaufel für einen Gasturbinenmotor, der durch Arbeitsgase des Motors angetrieben ist, wobei der Flügel innere Kanäle für das Aufnehmen eines Kühlmittels in den Flügel hat, wobei der Flügel folgende Elemente aufweist:
Druckwandmittel für das Ausbilden einer Druckfläche,
ein Sogwandmittel für das Ausbilden einer Sogfläche,
eine Hinter- oder Abrißkante, die an der in Spannweitenrichtung verlaufenden Kante des Druckwandmittels und an der in Spannweitenrichtung sich ausbildenden Kante des Sogwandmittels ausgebildet ist,
zumindest ein Kühlmittelkanal für das Abgeben von Kühlmittel durch eine Öffnung in der Hinterkante,
beabstandete Kammern, die in Serie in dem Kühlmittelkanal angeordnet sind und progressiv niedrigere Drücke haben,
Mittel für das Erreichen einer Filmkühlungseffektivität, die umfassen eine Filmkühlungsöffnung durch das Druckwandungsmittel, welche die stromaufwärtige Kammer der in Serie verbundenen Kammern zusammenschaltet und
einen Verbindungskanal, der die stromabwärtige Kammer der in Serie geschalteten Kammer mit den Filmkühlungsöffnungen verbindet, wobei
der niedere Druck in der stromabwärtigen Kammer einen Sog in der Filmkühlungsöffnung für das Festhalten eines Films an Kühlmittel erzeugt, welches durch die Kühlungsöffnung abgelassen wird, um das Grenzschichtvermischen zwischen dem Kühlmittel und den Gasen über die äußere Oberfläche der Hinter- oder Abrißkante zu minimieren.

2. Flügel für eine Turbinenschaufel gemäß Anspruch 1, dadurch gekennzeichnet, daß der Verbindungskanal an dem Ausgangsende der Filmkühlungsöffnung angeordnet ist.

3. Flügel einer Turbinenschaufel für einen Gasturbinenmotor, welcher durch das Arbeitsgas des Motors getrieben wird, wobei der Flügel folgende Elemente hat:
innere Kanäle für das Aufnehmen von Kühlmittel in den Flügel,
Wandungsmittel, die den Flügel ausbilden und eine Sogoberfläche haben,
zumindest zwei Kanalwege, welche sich in Längsrichtung in dem Flügel erstrecken, um Kühlmittel durch den Flügel zu leiten und um sich in der Nähe der Sogfläche zu befinden, wobei der Druck des Kühlmittels in einem der Kanalwege höher ist als der Druck des Kühlmittels in dem anderen der Kanalwege,
Mittel für das Erreichen einer Filmkühlungseffektivität, welche eine Filmkühlungsbohrung durch das Wandungsmittel hat, welche den Kanalweg mit dem höheren Kühlmitteldruck für das Zuleiten von Kühlmittel zu der Sogseite verbindet,
einen Verbindungskanal, welcher den niederen Kühlmitteldruck führenden Kanalweg und die Filmkühlungsbohrung miteinander verbindet, wobei
der niedere Druck in dem den niederen Kühlmitteldruck führenden Kanalweg einen Sog in der Filmkühlungsbohrung erzeugt für das Festhalten eines Films an Kühlmittel, welches durch die Kühlmittelbohrung ausgelassen wird, um das Grenzschichtvermischen des Kühlmittels und der Gase über die äußere Oberfläche der Sogseite zu minimieren.

4. Flügel für eine Turbinenschaufel nach Anspruch 3, dadurch gekennzeichnet, daß der Verbindungskanal an dem Ausgangsende der Filmkühlungsbohrung angeordnet ist.

5. Flügel einer Turbinenschaufel für einen Gasturbinenmotor, welcher durch die Arbeitsgase des Motors getrieben wird, wobei der Flügel folgende Bauteile hat:
innere Kanäle für das Aufnehmen von Kühlmittel in den Flügel,
Wandungsmittel, die den Flügel ausbilden,
zumindest zwei Kanalwege, die sich in Längsrichtung in dem Flügel erstrecken, um Kühlmittel durch den Flügel zu leiten und die in der Nähe des Wandungsmittels angeordnet sind, wobei der Druck des Kühlmittels in einem der Kanalwege höher ist als der Druck des Kühlmittels in dem anderen der Kanalwege,
Mittel für das Erreichen einer Filmkühlungseffektivität, welche eine Filmkühlungsbohrung durch das Wandungsmittel mit einem Einlaß und einem Auslaß umfaßt, die mit dem Kanalweg mit dem höheren Kühlmitteldruck und der Außenseite des Flügels verbunden ist, um Kühlmittel auf die Außenseite des Wandungsmittels zu leiten,
einen Verbindungskanal, der den den niederen Kühlmitteldruck führenden Kanalweg und die Filmkühlungsbohrung in der Nähe des Ausgangs verbindet, wobei
der niedere Druck in dem den niederen Kühlmitteldruck führenden Kanalweg einen Sog in der Filmkühlungsbohrung für das Festhalten oder Anziehen eines Films an Kühlmittel erzeugt, welches durch die Kühlmittelbohrung ausströmt, um eine Grenzschicht über die äußere Oberfläche des Wandungsmittels auszubilden.