DE2555049A1

DE2555049A1 - Gekuehlte turbinenschaufel

Info

Publication number: DE2555049A1
Application number: DE19752555049
Authority: DE
Inventors: John Anthony Leogrande; Richard Levine
Original assignee: United Technologies Corp
Current assignee: Raytheon Technologies Corp
Priority date: 1974-12-11
Filing date: 1975-12-06
Publication date: 1976-06-16
Also published as: US4153386A; FR2294323A1; JPS5185030A; JPS614001Y2; SE7513487L; SE415290B; AU8673975A; GB1525027A; JPS5985305U; CA1029664A; IT1050054B; FR2294323B1; DE2555049C2

Description

Anmelderin: UNITED TECHNOLOGIES CORPORATION j

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Hartford, οι 06101 Fbteiicirwalt !

j· ^USA Dip.:!:-:--' Pdf/Aenges j

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Telegramme PATlHTMENGES Zorneding j

Anwaltsakte U 276

JTE TURBINENSCHAUFEL

Die Erfindung betrifft ein Gasturbinentriebwerk und insbesonder eine Schaufel zur Anwendung in Triebwerken mit hohen Turbinen-

j einlasstemperaturen.

j Der Entwurf und die Konstruktion von Gasturbinentriebwerken ! erfordert seit jeher eine genaue Planung, um die strukturelle ! Integrität der einzelnen Bauteile zu gewährleisten. Eine j besonders kritische Stelle ist der Turbinenleitschaufelkranz, j welcher mehrere Leitschaufeln umfasst, die in dem Strömungsweg ! der Hochtemperaturgase angeordnet^sind, welche aus der

Brennkammer während dem Betrieb ausströmen. Die cseitenwände der benachbarten Schaufeln bilden mehrere einzelne Düsen, durch welche die Heizgas strömung hindurchströmt. Die strömenden Gase werden durch die Düsen in Umfangsrichtung abgelenkt und beaufschlagen die Laufschaufeln des drehenden Turbinenrotors. Die Temperaturen der Verbrennungsgase liegen in der Nähe der Leitschaufeln üblicherweise über der höchst zulässigen Temperatur des Werkstoffes, aus welchem die Schaufeln hergestellt sind. Dementsprechend werden die Schaufeln gekühlt zur Verringe-

! rung der Betriebstemperatur und zur Verlängerung ihrer Lebensdauer.

Die Kühlluft für die Schaufeln wird von dem Verdichter des

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Triebwerkes geliefert. In üblicher Weise wird Luft am Verdichterauslass durch eine Oeffnung in dem inneren Durchmesser des . Strömungsweges für das Arbeitsmedium abgeleitet und durch verschiedene Leitungen der Turbine des Triebwerkes zugeführt. Jede Leitschaufel hat einen Hohlraum in seinem aerodynamischen Abschnitt zur Aufnahme der Kühlluft. Eine übliche Leitschaufel, wie sie in Turbinen verwendet wird, ist aus der US Patentschrift 3 628 880 bekannt. Bei der Ausführung nach dieser US . Patentschrift ist eine Prallplatte in dem Hohlraum in der ¹ Nähe der Vorderkante des aerodynamischen Schaufelabschnittes eingesetzt. Die Kühlluft strömt durch Löcher mit kleinem Durchmesser in der Prallplatte gegen die Hohlraumwände und strömt anschliessend über die äusseren Wände des aerodynamischen Abschnittes durch an der Vorderkante der aerodynamischen Wand angeordnete Löcher zur Kühlung der äusseren Oberflächen der Schaufel.

Die Filmkühlung erfordert einen genauen, jedoch verhältnis- ; massig kleinen Druckabfall an den Löchern der Schaufelvorder- ; kante. Falls der Druckabfall zu gross ist so dringt die Strömung in das Arbeitsmedium hinein und wird nach hinten durch die Verbrennungsgase abgelenkt, ohne dass eine Kühlluft- ^! schicht auf der aerodynamischen Oberfläche zustande kommt. ; Falls dagegen der Luftdruck zu klein ist so dringen die heissen Verbrennungsgase in die Kühlluftschicht hinein und bewirken eine Zerstörung des Schaufelwerkstoffes infolge zu starker Erwärmung. Die Aufprallkühlung erfordert einen hohen Druckabfall j an der Prallplatte zur Beschleunigung der Strömung bis auf die : Aufprallgeschwindigkeit an den Wänden des aerodynamischen j Abschnittes. Um den erforderlichen Druckabfall an der Prallj platte zu erreichen muss der Druck in dem Hohlraum wesentlich höher sein als der Druck des Arbeitsmediums in welches die ! Aufprallströmung entweicht.

j Zur Durchführung einer Aufprallkühlung in Verbindung mit einer j Filmkühlung werden Versuche unternommen, um eine Turbinenleitschaufel zu schaffen, die eine Isolierung der Kühlluftzuführung ί zu den Löchern an der Schaufelvorderkante von den Auslass löchern

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der Stömung für die Aufprallkühlung in das Arbeitsmedium ermöglicht.

Die Aufgabe der Erfindung liegt darin, eine Turbinenleitsch.aufel zu schaffen, welche eine fast einheitliche Temperatur längs den Wänden des aerodynamischen Abschnittes aufweisen soll und wobei die Kühlluftsrömung zu der Vorderkante des aerodynamischen Abschnittes genau gesteuert werden soll.

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass der absolute Druck des Arbeitsmediums sich längs den äusseren Wänden der Turbinenleitschaufein verändert. Insbesondere ist der Druck an der Saugseite des aerodynamischen Querschnittes geringer als der Druck an der Druckseite des aerodynamischen Querschnittes und beide Drucke nehmen in Richtung zum hinteren Ende von der Leitschaufelvorderkante zu der Leitschaufelhinterkante ab. Die stärkste Kühlung des aerodynamischen Querschnittes ist in dem Bereich der Vorderkante erforderlich, wo der Druck des Arbeitsmediums sowie die Temperatur am höchsten sind. Eine bemessene Kühlluftströmung muss an der Vorderkante, des aerodynamischen Querschnittes ausströmen, um eine einheitliche : Temperatur des aerodynamischen Querschnittes zu erreichen. I

1 Entsprechend der vorliegenden Erfindung ist ein U-förmiger ; Einsatz mit einem Druckarm und einem Saugarm in dem Hohlraum ( des aerodynamischen Abschnittes der Turbinenschaufel angeordnet,, welche Kühlluftlöcher an der Vorderkante aufweist, der Druck- j arm des Einsatzes ist in Linienberührung mit einer Dichtrippe, j die sich von der Druckwand des Hohlraumes erstreckt und der Saugarm ist in Linienberührung mit einer Dichtrippe, die sich von der Saugwand des Hohlraumes erstreckt, die Arme werden durch die Druckkräfte im Inneren des Hohlraumes während dem Betrieb des Triebwerkes, gegen die Dichtrippen des Hohlraumes gedrückt, um einen abgedichteten inneren Hohlraum zu bilden, der in Verbindung mit den Kühllöchern an der Vorderkante ist.

Ein Hauptmerkmal der Erfindung liegt in der wirksamen EraBinätiQn einer Filmkühlung an der Vorderkante einer Turbinenleitschaufel mit der Aufprallkühlung längs den Wänden des

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aerodynamischen Abschnittes. Ein U-förmiger Einsatz aus Metallblech isoliert die Filmkühlitögher der Vorderkante von den Auslasslöcher für die Aufprall strömung an der Saugseite des aerodynamischen Abschnittes zu dem Arbeitsmedium. Ein anderes Merkmal der Erfindung liegt in den Dichtrippen, gegen welche der Druckarm und der Saugarm des U-förmigen Einsatzes durch die Druckkräfte in dem Hohlraum während dem Betrieb des Triebwerkes gepresst wird. Abstandsvorsprünge ragen von den inneren Wänden des Hohlraumes und dienen als Auflage dür den Einsatz, der sich unter der Wirkung der Druckkräfte durchbiegt, damit man Kanäle mit gesteurter Breite zwischen dem Einsatz und den inneren Wänden des Hohlraumes erhält.

Entsprechend einem Hauptvorteil schafft die vorliegende Erfindung einen abgedichteten Hohlraum zur Speisung der Löcher in der Vorderkante des aerodynamischen Abschnittes. Die dem abgedichteten Hohlraum zugeführte Luft strömt durch die Löcher in der Schaufelvorderkante in den Gasströmungsweg im Gegensatz zu einer Strömung in dem Hohlraum zwischen dem Einsatz und der Hohlraumwand durch die Oeffnungen der Saugwand in den Arbeitsmediumströmungsweg. Palls ein Druck in dem Hohlraum herrscht so sind der Druckarm und der Saugarm in Berührung mit den Abs tands vor Sprüngen und es ist zu Jeder Zeit eine Linienberührung mit den Dichtrippen gewährleistet, um einen Man-! gel von Kühlluft an den Kühllöcher der Vorderkante zu rvermeiden. Die Abstandsvorsprünge sind nicht in Berührung mit dem Einsatz falls kein Druck in dem Hohlraum vorhanden ist, so dass die erste Berührung zwischen dem aerodynamischen Abschnitt und dem Einsatz bei Druckzuführung in den Hohlraum immer an den Dichtrippen stattfindet.

Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in den Zeichnungen dargestellt und wird im folgenden ausführlicher beschrieben, es zeigen:

Figur 1 eine vereinfachte Schnittansicht eines Teiles eines Gasturbinentriebwerkes zur Darstellung einer Leitschaufel an dem Einlass der Turbine.

Figur 2 eine Schnittansicht der Turbinenleitschaufel längs

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der Linie 2-2 nach Figur 1.

j Figur 3 eine Schnitt ansicht der Leitschaufel zur Darstellung i des inneren Aufbaues der Leitschaufel falls dieselbe unter ί
Druck ist.

Figur 4· eine isometrische Darstellung der Leitschaufel nach Figur 2 wobei einzelne Teile weggebrochen sind.

j Ein Teil der Turbine eines Gasturbinentribwerkes 10 ist in Figur· 1 im Schnitt dargestellt. Eine Leitschaufel 12 und eine Laufschaufel 14- befinden sich in dem ringförmigen Strömungsweg 16 der Verbrennungsgase, welche aus der Brennkammer 18 ausströmen. DieIXeitschaufel eines Leitschaufelkranzes ,der sich an der gleichen axialen Stelle in dem rigförmigen Strömungsweg befindet. j In ähnlicher Weise ist die Turbinenschaufel eine Schaufel eines '

j Turbinenschauffelkranzes, der sich in dem Strömungsweg unmittelbar stromabwärts der Leitschaufel befindet. Jede Leitschaufel hat eine äussere Wurzel 20 und eine innere Wurzel 22, die einen;: aero- ', dynamischen Abschnitt 24- tragen, der sich zwischen der inneren ' j und der äusseren Wurzel erstreckt. i

Wie in Figur 2 dargestellt ist hat der aerodynamische Abschnitt ; einen vorderen Hohlraum 26 und einen hinteren Hohlraum 28. Eine ; Vorderkante 30 des aerodynamischen Abschnittes weist stromauf- '■ ■wärts und hat Kühlluftlöcher 32, die zwischen der innere'en und ' der äusseren Wurzel vorgesehen sind. Die Kühllöcher der Vorderkante verbinden den vorderen Hohlraum 26 mit dem ringförmigen _; Strömungsweg 16. Der aerodynamische Abschnitt hat eine Hinter- j kante 24- mit einem hinteren Kühlluftloch 26. Das hintere Kühl- ·; luftloch gehört zu einer Serie von hinteren Kühlluftlöcher, die \ an der Schaufelkante zwischen der inneren j

und der äusseren Wurzel vorgesehen sind. Die Löcher der Hinter- j kante verbinden den hinteren Hohlraum 28 mit dem ringförmigen Strömungsweg 16. Der aerodynamische Abschnitt hat eine Druckseite 28 mit einer ersten Serie von Kühllöcher 4-0, die den vorderen Hohlraum 26 mit dem ringförmigen Strömungsweg verbinden und mit einer zweiten Serie von Kühllöcher 4-2, die den hinteren Hohlraum 28 mit dem ringförmigen Strömungsweg verbinden. Der

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aerodynamische Abschnitt hat desweiteren eine Saugseite 44 j

mit einer ersten Serie von Kuhllöcher 46, die den vorderen Hohl-

raum 26 mit dem ringförmigen Strömungsweg 16 verbinden und mit ^! einer zweiten Serie von Kühllöcher 48, die den hinteren Hohlraum 28 mit dem ringförmigen Strömungsweg verbinden. j

Der vordere Hohlraum 26 hat eine Druckwand 50 mit einer Dicht- ;

rippe 52 und einem Abstandsvorsprung 54, welche sich von der j

Wand erstrecken. Obschon nur ein einziger Abstandvorsprung j

54 in Figur 2 dargestellt ist sind jedoch mehrere dieser Vor- i

Sprünge an der gleichen Axialstelle längs der Hohlraumwand i

vorgesehen. Der vordere Hohlraum 26 hat eine Saugwand 46 mit ■

einer Dichtrippe 58 und einem Abstandsvorsprung 60. Obschon nur ■

ein einziger Abstandsvorsprung 60 in Figur 2 dargestellt ist ι

sind mehrere Vorsprünge and er gleichen Axialstelle längs j

dieser Wand vorgesehen. Der hintere Hohlraum 28 hat eine j DruckwBBd 62 mit einer Dichtrippe 64 und einem Abstandsvorsprung 66, die sich vonider Wand erstrecken. Obschon nur ein einziger

Abstandsvorsprung in Figur 2 dargestellt ist sind mehrere ,

solcher Vorspünge an der gleichen Axialstelle längs der j

Druckwand vorgesehen. Der hintere Hohlraum hat ebenfalls eine
Saugwynd 68 mit einer Dichtrippe 70 und einem Abstandsvorsprung 72, die sich von der Wand erstrecken. Obschon nur ein socher ' Vorsprung in Figur 2 dargestellt ist sind mehrerer=dieser
Vorspränge an der fleichen axialen Stelle längs der Saugwand ,' vorgesehen. Der vordere und der hintere Hohlraum sind mittels ! einer Traverse 74 voneinander getrennt. Mehrere Abstandvor- j

Sprünge 76 sind an diese Traverse vorgesehen, die sich in jeden; Hohlraum erstrecken. Ein vorderer Einsatz 78 und ein hinterer ·■ Einsatz, 80 welche beide einen im wesentlichen U-förmigen !

Querschnitt haben befinden sich in dem vorderen Hohlraum 26
bzw. in dem hinteren Hohlraum 28. Jeder Einsatz hat einen
Druckarin 82, welcher der Druckwand des zugeordneten Hohlraumes
gegenüber liegt und einen Saugarm 84, welcher der Saugwand
des zugeordneten Hohlraumes gegenüberliegt . Mehrere Löcher 86
für die Aufprallkühlung erstrecken sich durch den vorderen

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und den hinteren Einsatz.

Während dem Betrieb des G as turbinent rieb Werkes wird Luft in
dem Verdichter komprimiert und strömt dann zu der.Brennkammer
! wo ein Teil der verdichteten Luft mit Kraftstoff vermischt wird
• zur Bildung einer brennbaren Mischung, die verbrannt wird zur
■ Erhöhung der kinetischen Energie der Strömungsgase. Es ist wünsehenswert die brennbare Mischung bei hohen Temperaturen zu
verbrennen, um die Menge von unverbrannten Kohlenwasserstoffen
^: herabzusetzen, die aus der Brennkammer ausströmen. Die erj wünschten Temperaturen liegen wesentlich über den höchst
; zulässigen Temperaturen, welchen die stromabwärts liegenden,
■■ metallischen Bauteile der Turbine ausgesetzt werden können und
; dementsprechend wird Auflösungsluft von dem Verdichter in den
¹ hinteren Teil der Brennkammer eingeleitet. In einem üblichen, \ ι modernen Triebwerk wird Auflösungsluft mit den Verbrennungs- , > i

produkten vermischt zur Herabsetzung der maximalen Temperatur

i der in die Turbine eintretenden Gase während dem Starten auf eine

; Temperatur von etwa 165O⁰C bei einem statischen Druck von ' \ ' 23*4- kp/cm .Der Kranz der Leitschaufeln, der in dem ringförmi-

: gen Strömungsweg der Verbrennungsgase an dem Einlass der j

\ Turbine liegt bildet einen Turbineneinlassapparat, der die j

Strömungsgase mit dem erwünschten Drall in den Kranz der ;

Turbinenlaufschaufeln 14- leitet. Der aerodynamische Abschnitt i

24 einer jeden Schaufel ist geformt zum Einleiten der Strömung \

der Verbrennungsgase in den Turbinenleitschaufelkranz, wie ;

^; oben beschrieben wurde. Eine konkave Fläche auf der Druckseite j

28 der Schaufel erfasst die.stromabwärtsfliessenden Verbren- j nungsgase und erteilt ihnen eine Umfangskomponente in
Strömungsrichtung. Eine konvexe Fläche der Saugseite 44 der

benachbarten Leitschaufel ist der Druckseite des aerodynamischen j

Querschnittes gegenüberliegend angeordnet und bildet zusammen j

mit derselben eine einzelne Turbineneinlassdüse. In dem er-

wähnten Triebwerk beträgt der absolute statische Druck, der :.
i längs der Druckseite des aerodynamischen Abschnittes strömenden
i Gase 23,2 kp/cm . Der absolute statische Druck auf der
i gegenüberliegenden Saugseite des benachbarten aerodynamischen

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Abschnittes beträgt 19 kp/cm und der absolute statische Druck an der Hinterkante des aerodynamischen Abschnittes beträgt 17,7 kp/cm .

Die stärkste Kühlung der Leitschaufel ist in dem Bereich der Schaufelvorderkante 30 erforderlich, wo die Temperatur und der Druck des Arbeitsmediums am höchsten .'.sind. Die Kühlluft von dem Verdichter des Gasturbinentriebwerkes wird dem vorderen Hohlraum 26 mit einem Druck von etwa 23,6 kp/cm oder 99 % des Arbeitsmediumdruckes an der Vorderkante des aerodynamischen Abschnittes während dem Starten zugeführt. Eine Filmkühlung der Vorderkante ist das wirksamste Mittel zur Verhinderung einer; zu hohen Metalltemperatur in diesem Bereich. Falls Filmkühlung j verwendet wird, so wird eine konstante Kühlluftströmung mit j geringer Geschwindigkeit durch die Kühllöcher 32 an der Vorderkante abgeleitet. Diese Kühlluftströmung wird durch die heissen Gase des Arbeitsmediums umgelenkt und strömt axial nach hinten längs den Wänden der zu kühlenden Flächen. Falls der Druckabfall an den Kühllöcher 32 der Vorderkante zu hoch ist, so ist die Strömungsgeschwindigkeit ebenfalls zu hoch und dabei dringt die Kühlluft in turbulenter Weise in das Arbeitsmedium hinein,vermischt sich mit den heissen Gasen, und die Kühlwirkung des Kühlluftfilmes wird vernichtet. Falls ί dagegen die Strömungsgeschwindigkeit nicht ausreicht, so j dringt das Arbeitsmedium in den Kühlfilm hinein und gelangt in Berührung mit den metallischen Flächen des aerodynamischen Abschnittes.

Nachdem der genaue Zusammenhang zwischen der Kühlluftströmung und der Arbeitsmittelströmung sowie die geeigneten Strömungsgeschwindigkeiten durch bekannte Verfahren festgelegt wurden, kann eine Leitschaufel entsprechend der vorliegenden Erfindung verwendet werden aur Aufrechterhaltung dieser genauen Strömung.

Der vordere Einsatz 78, der einen im wesentlichen U-förmigen Querschnitt aufweist vereinigt die Löcher 32 an der Vorderkante und die erste Serie der Kühllöcher 40 an der Druckseite. Obschon die erste Serie der Kühllöcher an der Druckseite in

reinigen Fällen nicht vorgesehen sein kann, sind diese Löcher jedoch entsprechend dem bevorzugten Ausführungsbeispiel vorgesehen zur Verstärkung des Kühlluftfilmes längs der Druckseite ,des aerodynamischen Abschnittes wo die Temperatur am höchsten ;ist. Die Kühllöcher an der Druckseite sind zusammen mit den jKühllöcher an der Torderkante isoliert, um die Vorteile der den !Locher an der Vorderkante zugeführten geregelten Strömung in ; einer entsprechend der Erfindung aufgebauten Leitschaufel 'auszunutzen.

Es ist ebenfalls bekannt, dass die Aufprallkühlung der inneren [Wände des aerodynamischen Abschnittes die Filmkühlung des ■,aerodynamischen Abschnittes wirkungsvoll vervollständigen kann. IIm Gegensatz zu der Filmkühlung ist für die Aufprallkühlung I ein wesentlicher Druckabfall zwischen dem Kühlluftzufuhrhohliraum und der zu kühlenden Oberfläche erforderlich damit die !Kühlluft auf die Geschwindigkeit beschleunigt werden kann mit »welcher sie auf die zu kühlende Wand auftrifft. Infolgedessen j ist die Luft für die Aufprallkühlung in einen Bereich mit jverhältnismässig niedrigem Druck abzulassen, um den erforderlichen 'wesentlichen Druckabfall zwischen dem Zufuhrhohlraum und der 'gekühlten Fläche aufrechtzuerhalten. Bei dem bevorzugten j Ausführungsbeispiel befindet sich dieser Bereich, von wesentlich ■ • geringerem Druck in dem Arbeitsmediumstromungsweg längs der | I Saugwand des aerodynamischen Abschnittes und die Strömung für ;die Aufprallkühlung wird in diesen Bereich abgeleitet.

! In dem bevorzugten Ausführungsbeisp'.iel der Erfindung werden die Aufprallkühlung der inneren Wände und die Filmkühlung der

äusseren Wände wirkungsvoll miteinanderverbunden. Die Strömung für die Filmkühlung, welche an den Löchern der Vorderkante austritt ist isoliert von der Strömung für die Aufprallkühlung, · welche durch die erste Serie der Kühllöcher 46 an der Saugseite in den ringförmigen Strömungsweg 16 entweicht. Es ist wesentlich, dass eine positive Strömung von Kühlluft an der Vorderkante des Hohlraumes durch die Kühlluftlöcher der Vorderkante austritt,

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um eine Kühlluft schranke an der Vorderkante zu bilden. Falls die Kühlluftströmung örtlich, unterbrochen wird, so ist der aerodynamische Abschnitt den hohen Gastemperaturen ausgesetzt und wird durch dieselben zerstört. Durch die Isolierung der j Strömung zu der Vorderkante wird gewährleistet, dass ein geeigne-I ter Teil der Kühlluftströmung durch die Kühllöcher an der Vorder-• kante ausströmen kann im Gegendatz zu der Ausströmung zu einem I ι Bereich mit kleinerem Druck längs der Saugseite des aerodyna- j I - I

; mischen Abschnittes. Ein Mangel an Kühlluft in dem Bereich der '■.

I Vorderkante ist somit vermieden. Der Druckarm 82 und der | i !

; Saugarm 84 des vorderen Einsatzes 78 werden in dem vorderen Hohlraum gegen die Dichtrippe 52 der Druckwand bzw. gegen die Dichtrippe 58 der Saugwand gedrückt. Wie man aus Figur 2 erkennen kann befinden sich die Dichtrippen auf gegenüberliegenden Seiten der Kühllöcher 32 der Vorderkante und, bei diesem besonderen Ausführungsbeispiel ist die efste Serie der Kühllöcher 40 auf der Druckseite des aerodynamischen Abschnittes ebenfalls zwischen den Dichtrippen angeordnet. Die Abstandsvorsprünge sind längs den inneren Wänden des aerodynamischen Abstandes vorgesehen, damit der Einsatz in Abstand von den entsprechenden Wänden des aerodynamischen Abschnittes bleibt. Die Luft strömt mit hoher Geschwindigkeit durch diesen Abstand und trifft auf die zu kühlende innere Wand des aerodynamischen Abschnittes auf. Wenn der Hohlraum nicht unter Druck ist, so kommen die Wände des IT-förmigen Einsatzes elastisch in ihre innere Stellung zurück, in welcher sie nicht an den AbstandsvorSprüngen anliegen. Die Abdichtung zwischen den Armen der Einsätze und den entsprechenden Dichtrippen bleibt bestehen falls der Hohlraum nicht unter Druck ist und die Abdichtung wird auch nicht beeinflusst durch eine vorzeitige Berührung der Arme des Einsatzes mit den Vorstandsabsprüngen falls der Hohlraum unter Druck gesetzt wird. Desweiteren halten die Abstandsvorsprünge den U-förmigen Einsatz in Abstand von den inneren Wänden des aerodynamischen Abschnittes, um mehrere Strömungskanale zu bilden. Diese Kanäle leiten eine Kühlluftströmung längs den ; inneren Wänden, um dieselben durch Konvexion zu kühlen. j

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Der Einsatz des vorderen Hohlraumes besteht aus dünnem Metall- j blech, vorzugsweise mit einer Dicke von 0,20 bis 0,25 nun ^:.

jedoch kann auch Metallblech mit einer Dicke von 0,10 bis -j 0,50mm angewandt werden in Abhängigkeit des Druckunterschiedes J

j der Temperatur und dec Länge der Arme der Einsätze. Der Einsatz \ j ist biegsam und er weist keine Rippen oder andere Unregelmässig-

keiten auf, welche die Steifheit des Metallbleches vergrössern ί

j wurden. Der Einsatz hat einen Pressitz zwischen den Dichtrip- j pen an welchen er anliegt, und er wird nur an den Berührungsstellen mit den Dichtrippen festgehalten falls das Triebwerk nicht in Betrieb ist. Der U-förmige Einsatz ermöglicht eine wesentliche Verbesserung über die bekannten, kastenförmigen Aufprallplatten der bekannten Schaufeln. Bei diesen bekannten Ausführungen ist ein geschlossenes Rohr in den Hohlraum mit einer Presspassung zwischen den Dichtrippen und der kastenförmigen Prallplatte eingesetzt. Da diese Prallplatte steif ist erreicht man keine Linienberührung zwischen den Rippen und den Rohren. In dem bevorzugten Ausführungsbeispiel dieser Erfindung liegt eine Linienberührung vor zwischen dem Einsatz und den entsprechenden Dichtrippen und die Strömung der Kühlluft längs den Wänden des Hohlraumes zwischen dem Einsatz und den Dichtrippen ist vermieden.

Der hinter Einsatz 80 hat in dem hinteren Hohlraum 28 die gleiche Wirkungsweise als der vordere Einsatz in dem vorderen Hohlraum. Bei dem bevorzugten Ausführungsbeispiel ist der Druckabfall an den Wänden des hinteren Hohlraumes grosser als der Druckabfall an den Wänden des vorderen Hohlraumes und es ist demnach vorzuziehen einen Einsatz mit einer Wandstärke von 0,27 bis 0,33 mm in dem hinteren Hohlraum zu verwenden.

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Claims

'■- Patentansprüche
J

lJ Gekühlte Turbinenschaufel mit einem hohlen, aerodynamischen ;Abschnitt, der eine Vorderkante aufweist, in welcher mehrere ι Kühllöcher angeordnet sind, welche in Verbindung mit dem hohlen j aerodynamischen Abschnitt sind, sowie mit einer Druckseite und !einer Saugseite, welche mehrere Löcher aufweist, die in Verbindung mit dem Hohlraum des aerodynamischen Abschnittes sind, I dadurch gekennzeichnet, dass ein im wesentlichen IT-förmiger !Einsatz^73)mit einem Druckarm(82)und einem Saugarm^84-)in dem Hohlraum^26)des aerodynamischen Abschnittes angeordnet ist, j dass eine erste Dichtrippe(58) ,auf der Saugseite^^) des aeroidynamischen Abschnittes zwischen den Löchern(46) der Saugseite !und den Kühllöcher(32)der Vorderkante(30)angeordnet ist und eine j zweite Dichtrippe(52)auf der Druckseite(38)des aerodynamischen ι Abschnittes in der Mhe der Löcher der Vorderkante angeordnet ist, um die Kühlluftströmung zu den Löchern der Vorderkante von der Strömung zu den Löchern der Saugseite zu isolieren, wobei dich die Saug- und Druckarme des Einsatzes während dem I Betrieb unter der Belastung des inneren Druckes in dem !sohlen !Teil des aerodynamischen Abschnittes dicht gegen die erste Dichtrippe bzw. die zweite Dichtrippe legen.

I 2. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, dadurch;gekennzeichnet, I dass der TJ-förmige Ei ns at z( 78) mehrere Löcher( 86) für den ; Durchtritt von Kühlluft zur Aufprallkühlung der Wände des !aerodynamischen Abschnittes aufweist, wobie diese Löcher in idem DruckarmC 82) und dem Saugarm 84 des Einsatzes vorgesehen ^!sind.

; 3. Turbinenschaufel nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, j dass der U-förmige Einsatz; 78 >ine Wandstärke von etwa 0,10 j bis 0,50 mm aufweist.

4. Turbinenschaufel nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, j dass der U-förmige Einsatz (78 )eine Wandstärke von etwa 0,20 bis j I 0,25 nm aufweist.

j 5. Turbinenschaufel nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet I dass in dem Hohlraum des aerodynamischen Abschnittes mehrere : Abstandsvorsprünge (5^, (60 Vorgesehen sind_:,die .sich von der

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Saugseite 44· und der Druckseite 38 des aerodynamischen Abschnittes erstrecken, um den Saugarm 84 und den Druckarm 82 des U-förmigen Einsatzes 78 in Abstand von der Saugseite bzw. der Druckseite des Hohlraumes 26 zu halten.

6. !Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 5j dadurch gekennzeichnet, dass in dem aerodynamischen Abschnitt ein vorderer und ein hinterer Hohlraum 26, 28 angeordnet sind, dass in dem vorderen Hohlraum ein vorderer Einsatz 78 und in dem hinteren Hohlraum ein hinterer Einsatz 80 vorgesehen ist, und dass beide Einsätze U-förmig ausgebildet sind und mit ihren offenen Seiten zur Vorderkante 30 bzw. zur Hinterkante 34 des aerodynamischen Abschnittes weisen.

7. Turbinenschaufel nach Anspruch 6, dadurch gekennzeichnet, dass der hintere Einsatz 80 eine Wandstärke von etwa 0,27 bis 0,33 mm aufweist.

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