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Die
vorliegende Erfindung betrifft allgemein Gasturbinentriebwerke und
insbesondere die Kühlung
darin.
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In
einem Gasturbinentriebwerk wird Luft in einem Verdichter unter Druck
gesetzt und mit Brennstoff in einer Brennkammer vermischt, um heiße Verbrennungsgase
zu erzeugen, welche stromab durch Turbinen strömen. Eine Hochdruckturbine
(HPT) nimmt zuerst die heißen
Gase aus der Brennkammer auf, um ihnen Energie zu entziehen, um
den Verdichter über
eine entsprechende dazwischen liegende Antriebswelle anzutreiben.
Eine Niederdruckturbine (LPT) folgt der HPT und entzieht den Verbrennungsgasen
zusätzliche
Energie, um typischerweise einen Bläser in einer Turbobläser-Gasturbinen-Flugzeugtriebwerksanwendung
zu entziehen. Die LPT kann in Triebwerksanwendungen im Industrie-
und Schiffsbereich anderweitig zum Antreiben einer externen Antriebswelle
verwendet werden.
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Um
eine geeignet lange Betriebslebensdauer des Triebwerkes sicherzustellen,
werden die verschiedenen Brennkammer- und Turbinenkomponenten, die direkt
den heißen
Verbrennungsgasen ausgesetzt sind, typischerweise während des
Betriebs gekühlt,
indem ein Teil der Verdichterluft für deren Kühlung abgezweigt wird. Die
Kühlung
in einem Gasturbinentriebwerk ist unübersichtlich und ziemlich kompliziert
und nutzt verschiedene Formen von Löchern, um die Kühlluft nach
Bedarf für
die verschiedenen Turbinenkomponenten zu führen, die eine Kühlung erfordern.
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Beispielsweise
sind Filmkühlungslöcher in Gasturbinentriebwerken üblich und
weisen verschiedene Konfigurationen auf, die typischerweise durch die
zu kühlende
Wand hindurch geneigt sind, und weisen ein Einlass zur Aufnahme
der Verdichterluft und ein Auslass zur Ausgabe dieser Luft auf,
um einen dünnen
Film oder eine Grenzschicht aus Luft zu erzeugen, die die Wand thermisch
vor den darüber strömenden heißen Verbrennungsgasen
isoliert. Die durch die Löcher
geführte
Luft erzeugt eine interne Konvektionskühlung der Komponentenwand,
während
der auf der Außenoberfläche der
Wand erzeugte Film eine thermische Isolationsbarriere bewirkt.
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Ferner
ist es üblich,
in ausgewählten
Bereichen verschiedener Triebwerkskomponenten eine Wärmebarrierenbeschichtung
(TBC – Thermal
Barrier Coating)) vorzusehen, um eine zusätzliche Wärmeisolation zum Begrenzen
der Temperatur der zu schützenden
darunterliegenden Metall- oder Substratwand zu schaffen.
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Brennkammereinsätze und
Turbinenkomponenten werden aus verschiedenen Superlegierungsmetallen
mit erhöhter
Festigkeit bei den in einem Gasturbinentriebwerk erfahrenen hohen
Betriebstemperaturen hergestellt. Der Betriebswirkungsgrad des Triebwerks
wird durch Maximierung der Temperatur der darin erzeugten Verbrennungsgase
maximiert, wobei aber diese Temperatur durch die Fähigkeit
beschränkt
ist, alle Triebwerkskomponenten entlang des Strömungspfades der heißen Verbrennungsgase
in geeigneter Weise zu kühlen.
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Die
Kühlungsauslegung
in einem Gasturbinentriebwerk ist komplexer, da das Triebwerk über verschiedene
Leistungspegel einschließlich
eines Dauerzustands- und Übergangsbetriebs
be trieben wird, in welchem sich die Temperatur dementsprechend verändert. Außerdem variieren
die Verbrennungsgase abhängig
von der Position in der Temperatur und entsprechen sich verändernden
Wärmeübertragungsbelastungen
in die unterschiedlich geformten Triebwerkskomponenten.
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Beispielsweise
enthält
die typische Brennkammer in einem Turbobläser-Gasturbinentriebwerk einen
ringförmigen
Dom mit mehreren um den Umfang in Abstand angeordneten Vergasern,
in welchen Brennstoffeinspritzdüsen
in entsprechenden Luftverwirblern montiert sind. Ein Brennstoff/Luft-Gemisch wird
von jedem Vergaser ausgegeben und zum Erzeugen der heißen Verbrennungsgase
gezündet, welche
dementsprechend eine Temperaturveränderung um den Umfang der Brennkammer
herum bewirken. Jeder Vergaser erzeugt daher eine lokale heiße Schliere
aus Verbrennungsgasen, deren Umfangsvariation an dem Auslassende
der Brennkammer reduziert ist, wobei jedoch eine derartige Umfangsvariation
der Verbrennungsgastemperaturen trotzdem existiert.
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Die
verschiedenen Triebwerkskomponenten müssen daher selbst dann für eine geeignete
Kühlung
der heißesten
erwarteten Verbrennungsgasttemperaturen ausgelegt werden, wenn diese
Komponenten normalerweise mit einem Verbrennungsgas niedrigerer
Temperatur arbeiten. Der Gesamtwirkungsgrad des Gasturbinentriebwerks
ist daher durch die Notwendigkeit eingeschränkt, für jede Komponente unabhängig von
der Variation des Kühlluftbedarfs
eine nominelle Kühlluftmenge
zu liefern.
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US 6,039,537 offenbart eine
Strömungspfadwand
einer Turbine zum Einschließen
heißer
Verbrennungsgase.
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Demzufolge
ist es erwünscht,
eine Strömungspfadwand
in einem Gasturbinentriebwerk mit verbesserten Kühlungseigenschaften darin zu
schaffen.
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Erfindungsgemäß wird eine
Strömungspfadwand
einer Turbine zum Einschließen
heißer
Verbrennungsgase geschaffen, die aufweist:
gegenüberliegende äußere und
innere Oberflächen;
mehrere
schräge
ausfallsichere Filmkühlungslöcher, die
sich dazwischen erstrecken, wobei jedes Loch einen offenen Einlass
an der Innenoberfläche
zur Aufnahme von Kühlluft
und einen Auslass an der Außenoberfläche enthält;
eine
die Außenoberfläche abdeckende
Haftbeschichtung und eine mit der Außenoberfläche verbundene Wärmebarrierenbeschichtung,
dadurch gekennzeichnet, dass sich die Haftbeschichtung in die Löcher um
die Auslässe
herum erstreckt, wobei die Lochauslässe die Haftbeschichtung durchbrechen; und
dass
die mit der Außenoberfläche verbundene
Wärmebarrierenbeschichtung
Löcher
dort blind überdeckt
und die Haftbeschichtung um die Lochauslässe herum überbrückt.
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Die
vorliegende Erfindung schafft auch ein Verfahren zum Verwenden der
Strömungspfadwand einer
Turbine mit den Schritten der Leitung der heißen Verbrennungsgase über die
Wärmebarrierenbeschichtung;
Leiten von Kühlluft über die
Innenoberfläche
und in die Blindlöcher;
und Überschreiten
der Temperaturfestigkeit der Wärmebarrierenbeschichtung,
um deren Abplatzen zum Öffnen
der Lochauslässe
zu bewirken und einen Filmkühlungsluftstrom durch
die offenen Löcher
zu ermöglichen.
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Gemäß der vorliegenden
Erfindung wird eine Strömungspfadwand
zum Einschließen
heißer
Verbrennungsgase in einem Gasturbinentriebwerk geschaffen. Die Wand
enthält
gegenüberliegende
Außen-
und Innenoberflächen
und mehrere sich dazwischen erstreckende Kühllöcher. Eine Wärmebarrierenbeschichtung
ist mit der Außenoberfläche verbunden
und überdeckt
die dort befindlichen Löcher.
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Die
Erfindung gemäß bevorzugten
und exemplarischen Ausführungsformen
wird zusammen mit ihren weiteren Aufgaben und Vorteilen insbesondere
in der nachstehenden detaillierten Beschreibung in Verbindung mit
den beigefügten
Zeichnungen beschrieben, in welchen:
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1 eine
Teilschnitt-Axialansicht des Auslassendes einer Brennkammer und
der Turbine in einem exemplarischen Flugzeug-Turbobläser-Gasturbinentriebwerk
gemäß einer
exemplarischen Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung ist.
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2 eine
isometrische Ansicht eines Abschnittes einer Turbinendüse der in 1 dargestellten
ersten Stufe ist.
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3 eine
isometrische Ansicht einer Turbinenrotorlaufschaufel der in 1 dargestellten
ersten Stufe ist.
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4 eine
axiale Schnittansicht durch einen in 1 dargestellten
Turbinenmantel ist.
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5 eine
isometrische Teilschnittansicht eines Abschnittes der in 2 dargestellten
Turbinendüse
ist.
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6 eine
vergrößerte Schnittansicht
durch das Innenband der in 5 dargestellten
Düse und entlang
der Linie 6-6 ist, welche eine vergrößerte Ansicht des Auslassendes
von einem der verschiedenen ausfallsicheren blinden Filmkühlungslöcher ist, die
darin gemäß einer
exemplarischen Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung angeordnet sind.
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In 1 ist
ein Abschnitt eines exemplarischen Turbobläser-Gasturbinentriebwerks 10 dargestellt,
welcher axialsymmetrisch um eine Längs- oder Axial- oder Mittellinienachse
ist. Das Triebwerk enthält
einen mehrstufigen axialen Verdichter 12, welcher Luft 14 während des
Betriebs unter Druck setzt. Die Verdichterausgabeluft wird dann
einer ringförmigen
Brennkammer zugeführt,
die in einem hinteren Teil dargestellt ist, welche radial innere
und äußere Brennkammereinsätze 16 enthält, die
miteinander an einem (nicht dargestellten) stromaufseitigen Domende
verbunden sind. Der Brennkammerdom enthält eine Reihe (nicht dargestellter)
Vergaser, welche Brennstoff mit der unter Druck gesetzten Luft vermischen,
um heiße
Verbrennungsgase 18 während
des Betriebs zu erzeugen.
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Die
Verbrennungsgase werden stromabwärts
durch Hoch- und Niederdruckturbinen geführt, welche jeweils für den Antrieb
des Verdichters und eines (nicht dargestellten) stromaufseitigen
Bläsers
in einer typischen Turbobläser-Flugzeugtriebwerksanwendung
eingesetzt werden.
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Die
Hochdruckturbine enthält
eine Hochdruckturbinen-Statordüse 20,
die an dem Auslass der Brennkammer angeordnet ist. Eine exemplarische Ausführungsform
der Düse 20 ist
detaillierter in 2 dargestellt und enthält radial äußere und
innere Bänder 22, 24,
die eine Reihe von Statorleitschaufeln 26 der Düse lagern.
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Die
einzelnen Leitschaufeln weisen Schaufelblattformen mit gegenüberliegenden
Druck- und Saugseiten auf, die sich axial zwischen Vorder- und Hinterkanten
erstrecken. Die Schaufelblätter
sind typischerweise hohl und nehmen einen Teil der Verdichterluft 14 durch
die äußeren und
inneren Bänder zur
Führung
von Kühlluft
darin auf. Die Kühlluft
wird in einer geeigneten Weise auch zum Kühlen der äußeren und inneren Bänder verwendet.
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Gemäß Darstellung
in 1 werden die Verbrennungsgase durch die Düse 20 stromabwärts geführt, um
an einer Reihe von Rotorlaufschaufeln 28 einer ersten Stufe,
die sich radial aus einer Lagerungsscheibe in der HPT nach außen erstrecken,
in anzugreifen. Die Turbinenlaufschaufeln 28 sind detaillierter
in 3 dargestellt und weisen entsprechende gegenüberliegende
Druck- und Saugseiten auf, die sich zwischen Vorder- und Hinterkanten
erstrecken und typischerweise hohl sind, um einen weiteren Anteil
der Verdichterluft 14 darin für ihre Kühlung während des Betriebs aufzunehmen.
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1 stellt
auch einen die Spitzen der Rotorlaufschaufeln 28 umgebenden
Turbinenmantel 30 dar, um einen schmalen radialen Spalt
dazwischen zu schaffen. 4 stellt detaillierter eine
exemplarische Form des über
den Blattspitzen angeordneten Turbinenmantel 30 dar, wobei
der Turbinenmantel in einer beliebigen geeigneten Weise unter Verwendung
eines anderen Teils der Verdichterluft 14 gekühlt wird.
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Die
Rotorblätter 28 der
in 1 dargestellten ersten Stufe entziehen den heißen Verbrennungsgasen
Energie, um die lagernde Scheibe zu drehen und wiederum den Verdichter
anzutreiben. Die Verbrennungsgase werden dann in eine stromabseitige
Turbinendüse 32 einer
zweiten Stufe abgegeben, um wiederum durch weitere (nicht dargestellte)
zusätzliche
Turbinenstufen in einer beliebigen geeigneten Konfiguration zu strömen.
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Gemäß Darstellung
in 1 werden die heißen Verbrennungsgase 18 innerhalb
der Brennkammer erzeugt, und durch deren Einsätze für einen Abwärtsstrom durch die verschiedenen
Turbinenkomponenten eingeschlossen. Jede von den stromabseitigen
Turbinenkomponenten enthält
dünne Wände, entlang
welchen die Verbrennungsgase während
des Betriebs strömen,
die gegen die Hitze dieser Verbrennungsgase geschützt werden
müssen.
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Die
verschiedenen Turbinenwandkomponenten sind aus verschiedenen Superlegierungsmaterialien
mit hoher Festigkeit bei erhöhten
Temperaturen für
die Gasturbinentriebwerksumgebung ausgebildet. Trotzdem müssen die
einzelnen Turbinenwände
in geeigneter Weise während
des Betriebs gekühlt
werden, um deren geeignete Betriebslebensdauer im längeren Triebwerksbetrieb
sicherzustellen.
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1-5 stellen
diese exemplarischen Komponenten des Gasturbinentriebwerks dar,
von denen alle verschiedene Muster und Reihen von herkömmlichen
Filmkühlungslöchern 34 enthalten
können.
Filmkühlungslöcher haben
verschiedene Konfigurationen und sind typischerweise zylindrische Öffnungen,
die sich durch die Wände
in flachen Neigungswinkeln von etwa 20° bis etwa 45° erstrecken und im Durchmesser
von etwa 0,25 bis 1,0 mm (10 bis 40 mils) reichen.
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Beispielsweise
können
die in 1 dargestellten Brennkammereinsätze verschiedene
Reihen von Filmkühlungslöchern 34 aufweisen,
um einen Mantels aus Kühlluft
zum Schützen
der freiliegenden Oberflächen
der Einsätze
gegen die heißen
Verbrennungsgase, die darüber
strömen
können,
zu erzeugen. In den 1 und 2 können die äußeren und inneren
Bänder 22, 24 in
den Leitschaufeln 26 der Turbinendüse verschiedene Muster von
Filmkühlungslöchern 34 enthalten,
um Luftisolationsschichten über
deren Oberflächen
zu erzeugen, die den heißen
Verbrennungsgasen ausgesetzt sind.
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3 stellt
dar, dass die Rotorblätter 28 verschiedene
Reihen von Filmkühlungslöchern 34 auf den
ausgesetzten Druck- und
Saugseitenoberflächen
der Laufschaufel sowie nach Wunsch in der Lauf schaufelspitze enthalten
können.
Und 4 stellt die Verwendung von zusätzlichen
Filmkühlungslöchern 34 in
dem Turbinenmantel 30 zum Schutz von deren ausgesetzten
Oberflächen
dar, entlang welchen die heißen
Verbrennungsgase während
des Betriebs strömen.
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Filmkühlungslöcher bewirken
eine Kühlung, indem
sie die Kühlluft
durch die entsprechenden Wände
der verschiedenen Komponenten führen, welche
die Metallkomponenten sowohl in intern als auch auf deren Luftseiten
kühlt.
Und die Ausgabe aus den Filmkühlungslöchern erzeugt
einen dünnen
Film oder Mantel aus Luft auf den ausgesetzten Außenoberflächen der
Komponenten zusammen mit dem Strom der heißen Verbrennungsgase. Die Luftfilme erzeugen
somit einen thermisch isolierenden Mantel, um zusätzlich die
verschiedenen Turbinenwände
vor den heißen
Verbrennungsgasen zu schützen.
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Wie
vorstehend angegeben, werden die Filmkühlungslöcher selektiv in die verschiedenen Turbinenkomponenten
nach Bedarf eingebracht, um den erwarteten Wärmebelastungen aus dem anstehenden
Verbrennungsgasstrom zu entsprechen. Da die Wärmebelastungen während des
Betriebs variieren und Dauerzustands- und Übergangswerte enthalten, werden
die verschiedenen Filmkühlungslöcher typischerweise
mit einer ausreichenden Kühlfähigkeit
für die
maximale erwartete Temperatur der Verbrennungsgase in allen möglichen
Zuständen versehen.
Demzufolge wird bei einem Betrieb bei weniger als der maximalen
Verbrennungstemperatur überschüssige Kühlluft bereitgestellt,
welche den Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks verringert.
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Eine
weitere Steigerung im Triebwerkswirkungsgrad kann durch eine weitere
spezifische Anpassung der Verwendung von Filmkühlungslöchern zur Reduzierung der dafür benötigten Luftmenge
erzielt werden, ohne die Möglichkeit
einer unerwünscht hohen
lokalen Temperatur der Triebwerkskomponenten zu erhöhen.
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Jede
einzelne von den verschiedenen vorstehend offenbarten Gasturbinentriebwerkskomponenten,
welche typischerweise herkömmliche
Filmkühlungslöcher 34 verwendet,
kann modifiziert werden, um deren selektive Kühlung einzuführen, um
die Notwendigkeit von Kühlluft
dafür zu
reduzieren. 5 stellt eine exemplarische
Strömungspfadwand eines
Gasturbinentriebwerks dar, die in einem Abschnitt des Innendüsenbandes 24 zu
finden ist, welche eine verbesserte Kühlkonfiguration gemäß einer exemplarischen
Ausführungsform
der vorliegenden Erfindung enthält.
Wie es hierin nachstehend weiter beschrieben wird, kann die Strömungspfadwand 36 in
jeder der verschiedenen Komponenten des Triebwerks enthalten sein, über welche
heiße
Verbrennungsgase während
des Betriebs strömen.
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Die
exemplarische Strömungspfadwand 36 der
Turbine ist detaillierter in 6 dargestellt.
Die Wand selbst kann jede geeignete Dicke nach Wunsch für ihren
gedachten Einsatz in den verschiedenen Komponenten des Gasturbinentriebwerks
aufweisen und wird typischerweise aus üblicherweise in Gasturbinen
zu findenden herkömmlichen
Superlegierungsmetallen gebildet. Die Wand besitzt eine Außenoberfläche 38, über welche
die heißen
Verbrennungsgase 18 während
des Betriebs strömen
und eine gegenüberliegende
Innenwand 40, entlang welcher die Kühlluft 14 durch den
Verdichter bereitgestellt werden kann.
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Die
Wand enthält
mehrere schräge
ausfallsichere Filmkühlungslöcher 42,
die sich zwischen den Außen-
und Innenoberflächen
erstrecken. Die ausfallsicheren Löcher 42 können im
Aufbau zu den typischen Filmkühlungslöchern 34,
welche ebenfalls in dem Triebwerk verwendet werden, identisch sein
und können
in jedem geeigneten Wert beispielsweise etwa 20° bis 40° geneigt sein, wobei die Innendurchmesser
innerhalb desselben Bereichs wie diejenigen für die Filmkühlungslöcher 34 liegen. Jedes
ausfallsichere Loch 42 enthält einen offenen Einlass 44 an der
Wandinnenoberfläche 40 für die Aufnahme
der Kühlluft 14 dort
und einen gegenüberliegenden
Auslass 46, der an der Außenoberfläche 38 angeordnet ist.
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Die
Strömungspfadwand 36 enthält ferner eine
Wärmebarrierenbeschichtung
(TBC) 48, die mit der Wandaußenoberfläche 38 verbunden ist,
um geschlossene oder blinde ausfallsichere Löcher 42 entlang der
Außenoberfläche zu überdecken.
Die Wärmebarrierenbeschichtung
kann jede beliebige herkömmliche
Zusammensetzung aufweisen, wie sie in Gasturbinentriebwerken zu
finden ist, und kann beispielsweise mit yttrium-stabilisiertes Zirkon
(YSZ) oder ZrO2Y2O3 sein und kann in herkömmlicher Weise auf die verschiedenen
Turbinenkomponenten, wie z.B. den in 2 dargestellten,
unter Anwendung von Plasmadampfabscheidung oder Luftplasmasprühen abgeschieden
werden.
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Auf
diese Weise erzeugt die Wärmebarrierenbeschichtung 48 eine
Wärmeisolierung
gegenüber
den heißen
Verbrennungsgasen 18 während
des Betriebs, verschließt
aber auch die Auslassenden der ausfallsicheren Löcher 42, was Blindlöcher bewirkt,
die nur an ihren Einlassenden 44 offen sind.
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Gemäß Darstellung
in 6 ist jedes von den Blindlöchern 42 bevorzugt
zwischen seinen Einlass- und Auslassenden hohl, im Wesentlichen
dazwischen unverschlossen und nur an dem Lochauslass verschlossen
oder überdeckt.
Auf diese Weise enthält
die Wand einen vergrößerten internen
Oberflächenbereich
aufgrund der Blindlöcher 42 selbst, während die
Wärmebarrierenbeschichtung 48 deren Außenoberfläche schützt. Und,
was besonders wichtig ist, die Wärmebarrierenbeschichtung
verschließt die
Blindlöcher,
um die Ausgabe der Kühlluft
durch die Blindlöcher
zu verhindern, was dementsprechend die Menge an benötigter Kühlluft während des
Betriebs verringert.
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In
einem Verfahren zur Verwendung der in 5 und 6 dargestellten
ausfallsicheren Filmkühlungslöcher 42 werden
die Verbrennungsgase 18 über die Wärmebarrierenbeschichtung 48 während des
Betriebs geführt
und die Kühlluft 14 über die
Innenoberfläche 40 der
Strömungspfadwand
für dessen
Kühlung
geführt,
und strömt
auch, wie es durch ihre Einlässe
zugelassen wird, in die Blindlöcher 42. Dann
können
während
des Betriebs lokale Bereiche der Verbrennungsgase 18 die
Temperaturbeständigkeit
der Wärmebarrierenbeschichtung überschreiten, um
schließlich
deren Abplatzen zu bewirken, wobei Plättchen 50 der Wärmebarrierenbeschichtung
unter Abplatzen frei gesetzt werden und die ursprünglich verschlossenen Auslässe 46 der
ausfallsicheren Löcher 42 öffnen.
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Die
geöffneten
ausfallsicheren Löcher
können
dann in der herkömmlichen
Weise als Filmkühlungslöcher arbeiten
und ermöglichen
einen Filmkühlungsluftstrom
dadurch, um eine verbesserte Kühlung
der wand einschließlich
der Ausbildung eines Kühlluftfilms über der
Außenoberfläche 38 der
Wand in der Nähe
der Abplatzung zu erzeugen.
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Demzufolge
können
die ausfallsicheren Filmkühlungslöcher in
Bereichen mit hohem Risiko einer Wärmebarrierenbeschichtungsabplatzung
angeordnet sein und erlauben keinen Kühlungsstrom durch die Löcher bis
die Wärmebarrierenbeschichtung
durch Abplatzung erodiert ist, um die Auslassöffnung der Löcher zu öffnen. Der
Gesamtwirkungsgrad des Triebwerks kann erhöht werden, indem die Notwendigkeit
für einen
Filmkühlungsstrom
durch die ausfallsicheren Löcher 42 während des
Normalbetriebs des Triebwerks beseitigt wird und sich trotzdem in
dem Falle einer Wärmebarrierenbeschichtungsabplatzung
die ausfallsicheren Löcher öffnen, um
eine zusätzliche
Filmkühlung
zu schaffen, um den Verlust der erodierten Wärmebarrierenbeschichtung zu
kompensieren.
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Der
Turbinenströmungspfad
wird dann mit einer verbesserten Kühlung aus den offenen ausfallsicheren
Löchern
versorgt, um das Risiko ihres vorzeitigen Ausfalls zu reduzieren,
jedoch auf Kosten der Verwendung von zusätzlicher Kühlluft, welche dann den Triebwerkswirkungsgrad
verringert. Jedoch kann während
eines normalen Wartungsvorgangs jede Turbinenkomponente mit ausgefallener
Wärmebarrierenbeschichtung,
welche die ausfallsicheren Löcher
freilegt, dann repariert oder nach Wunsch für eine fortgesetzte Nutzung
des Triebwerks im Dienstbetrieb ersetzt werden.
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In
der in 6 dargestellten exemplarischen Ausführungsform überdeckt
eine Haftschicht 52 zuerst die Wandaußenoberfläche 38 in dem Bereich
der ausfallsicheren Löcher,
um die Haftung der Wärmebarrierenbeschichtung
darauf zu verbessern. Die Haftschicht 52 ist typischerweise
relativ dünn
und kann jede herkömmliche
Zusammensetzung zur Verwendung mit der spezifischen Zusammensetzung der
gewünschten
Wärmebarrierenbeschichtung
aufweisen. Beispielsweise kann die Haftschicht Platinaluminid (PtAl)
aufweisen.
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Wie
es in der vergrößerten Ansicht
in 6 dargestellt ist, weisen die einzelnen ausfallsicheren Löcher 42 relativ
große
Durchmesser von etwa 0,25 bis 1,0 mm zur Verwendung als Filmkühlungslöcher auf,
wenn diese freigelegt sind. Die Haftschicht 52 ist relativ
dünn, wobei
der Lochauslass 46 die Haftschicht in einer typischen Konfiguration
durchdringt. Die Wärmebarrierenbeschichtung 48 ist
wesentlich dicker als die Haftschicht und überbrückt den Lochauslass 46,
um den Auslass zu verschließen und
um das ausfallsichere Loch zu einem Blindkanal zu machen, der nur
an seinem Einlass 44 offen ist.
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In
der bevorzugten Ausführungsform
sollten die Lochauslässe 46 nur
minimal entweder mit der Haftschicht oder der Wärmebarrierenbeschichtung verschlossen
sein, so dass das Abplatzen der Wärmebarrierenbeschichtung sofort
den Lochauslass für die
Ausgabe der Kühlluft öffnet. Es
ist nicht erwünscht,
dass die Wärmebarrierenbeschichtung
das Auslassende der ausfallsicheren Löcher zu sehr darin verschließt, was
deren Öffnung
nach der Abplatzung der Wärmebarrierenbeschichtung
wäh rend
deren Betrieb bei lokal zu hoher Temperatur verhindern würde.
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Die
vorstehend beschriebenen ausfallsicheren Löcher 42 können in
jeder von den verschiedenen beschriebenen Strömungspfadkomponenten des Gasturbinentriebwerks
für deren
lokal selektiv verbesserte Kühlung
verwendet werden. Unterschiedliche Komponenten weisen unterschiedlichen Kühlungsanforderungen
auf, wobei jede Komponente typischerweise einen oder mehrere lokale
Bereiche aufweist, die einem Betrieb bei maximaler Temperatur unterworfen
sind. Die ausfallsicheren Löcher können daher
selektiv angeordnet werden, um gewünschten Bereichen eines Betriebs
bei Maximaltemperatur oder mit hohem Risiko einer Abplatzung der
Wärmebarrierenbeschichtung
zu entsprechen.
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Wärmebarrierenbeschichtungen
finden eine zunehmende Verwendung in Gasturbinentriebwerken, da
die Betriebstemperatur zur Erhöhung
des Wirkungsgrades zunimmt. Wärmebarrierenbeschichtungen
können
mit und ohne herkömmliche
Filmkühlungslöcher verwendet
werden, aber in jedem Beispiel können
die ausfallsicheren Filmkühlungslöcher nun
damit eingeführt
werden, um für
ein verbessertes Verhalten im Falle einer Abplatzung der Wärmebarrierenbeschichtung
während
des Betriebs zu sorgen. Die ausfallsicheren Löcher werden deshalb aufgedeckt,
sobald die Wärmebarrierenbeschichtung
abplatzt und es wird dann eine Reservefilmkühlung ausgelöst, um den
Verlust der zuvor durch die Wärmebarrierenbeschichtung
bewirkten Kühlung
zu kompensieren.
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In
der vorstehend beschriebenen in den 2, 5 und 6 dargestellten
exemplarischen Ausführungsform
liegt die Strömungspfadwand 36 in
der Form entweder des Turbinendüsen- Innenbandes 24 oder
des entsprechenden Außenbandes 22 zum
Einführen
der ausfallsicheren Filmkühlungslöcher 42 darin
vor. Die ausfallsicheren Löcher
können
nur in den Bändern
verwendet werden oder können
in den in diesen Figuren dargestellten exemplarischen Ausführungsform
an ein weiteres Muster der sich in den Strömungspfadwand erstreckenden
typischen offenen Filmkühlungslöcher 34 angrenzen.
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Die
normalerweise geschlossenen ausfallsicheren Löcher 42 können in
beliebigen gewünschten Mustern
mit den normalen offenen Filmkühlungslöchern 34 integriert
werden. Die Wärmebarrierenbeschichtung
verschließt
die ausfallsicheren Löcher 42 während des
normalen Betriebs und kann sich über die
Abschnitte der Turbinenwand hinweg erstrecken, welche die offenen
Filmkühlungslöcher 34 enthält, welche
normalerweise durch die darüber
aufgebrachte Wärmebarrierenbeschichtung
hindurch offen sind.
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In 1 liegt
eine der Strömungspfadwände in der
Form des Brennkammereinsatzes 16 mit einem selektiven Muster
der durch die Wärmebarrierenbeschichtung 48 überdeckten
ausfallsicheren Löcher 42 und
bevorzugt angrenzend an ein weiteres Muster der sich dadurch hindurch
erstreckenden offenen Filmkühlungslöcher 34 vor.
Wie vorstehend angegeben, unterliegt die Brennkammer heißen Schlieren
aus ihren entsprechenden Vergasern, und die ausfallsicheren Löcher 42 und
die abdeckende Wärmebarrierenbeschichtung
können
axial zu den entsprechenden Vergasern ausgerichtet sein, um eine zusätzliche
Kühlung
entlang den Axialströmungspfaden
der heißen
Schlieren zu erzeugen.
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In
den 2 und 3 sind die Statorleitschaufeln 26 und
die Rotorlaufschaufeln 28 hohle Schaufelblätter, welche
typi scherweise die normalen Filmkühlungslöcher 34 enthalten.
Trotzdem können beide
Arten von Schaufelblättern
auch die ausfallsicheren Löcher 42 enthalten,
die durch die Wärmebarrierenbeschichtung 48 an
jeder beliebigen Stelle davon und in selektiven Mustern nach Wunsch überdeckt
sind, um einen zusätzlichen
Schutz in Bereichen mit maximaler Wärmebelastung vor den Verbrennungsgasen
zu schaffen.
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Ferner
ist die in 3 dargestellte Schaufelblattspitze
besonders hohen Wärmebelastungen
aus dem Verbrennungsgasstrom darüber
während
des Betriebs ausgesetzt und kann daher die ausfallsicheren Löcher 42 enthalten,
welche durch die Wärmebarrierenbeschichtung 48 überdeckt
sind.
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In 4 kann
der Turbinenmantel 30 ebenfalls die ausfallsicheren Löcher 42 überdeckt
durch die Wärmebarrierenbeschichtung 48 in
selektivern Mustern mit oder ohne die normalen Filmkühlungslöcher 34,
welche darin vorgesehen sein können,
enthalten.
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Die
vorstehend offenbarten verschiedenen Ausführungsformen sind bei der Verwendung
relativ dünner
Strömungspfadwände mit
einer Außenoberfläche, über welche
die Verbrennungsgase während des
Betriebs strömen,
und mit einer Innenoberfläche, die
mit aus dem Verdichter abgezweigter Kühlluft versorgt wird, üblich. Die
ausfallsicheren Filmkühlungslöcher 42 können jede
herkömmliche
Konfiguration in den Formen der Strömungspfadwände nach Wunsch für deren
speziellen Anwendungen in dem Triebwerk aufweisen und werden einfach
durch die Wärmebarrierenbeschichtung
zum Verschließen
ihrer Enden überdeckt.
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Die
Wärmebarrierenbeschichtung
stellt daher eine Wärmeisolation
während
des Betriebs für den
Schutz der entsprechenden Strömungspfadwand
vor den heißen
Verbrennungsgasen bereit, während
sie gleichzeitig die Notwendigkeit für eine Durchtritts-Filmkühlungsluftströmung in
den ausgewählten
Stellen erübrigt.
Nur in dem Falle des Abplatzens der Wärmebarrierenbeschichtung aufgrund
lokal zu hoher Temperatur werden die ausfallsicheren Kühllöcher vollständig geöffnet, um
die Kühlluft
dadurch hindurch zu führen
und um einen Schutzmantel aus Kühlluft
zu erzeugen, um die durch die Abplatzung der Wärmebarrierenbeschichtung verlorengegangene
Isolation zu ersetzen. Die darunterliegende Strömungspfadwand wird daher geschützt und
stellt einen effektiven Betrieb des Triebwerks bis zu dem nächsten Wartungsereignis
sicher, in welchem die beschädigte
Komponente repariert oder ersetzt wird.