EP0925426A1 - Turbine blade which can be exposed to a hot gas flow - Google Patents

Turbine blade which can be exposed to a hot gas flow

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Publication number
EP0925426A1
EP0925426A1 EP97941811A EP97941811A EP0925426A1 EP 0925426 A1 EP0925426 A1 EP 0925426A1 EP 97941811 A EP97941811 A EP 97941811A EP 97941811 A EP97941811 A EP 97941811A EP 0925426 A1 EP0925426 A1 EP 0925426A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
turbine blade
bores
substrate
barrier coating
thermal barrier
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Withdrawn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
EP97941811A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Michael Scheurlen
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
Publication of EP0925426A1 publication Critical patent/EP0925426A1/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Withdrawn legal-status Critical Current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
    • F01D5/28—Selecting particular materials; Particular measures relating thereto; Measures against erosion or corrosion
    • F01D5/288—Protective coatings for blades
    • 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
    • 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

  • Turbine blade which can be exposed to a hot gas stream
  • the invention relates to a turbine blade which can be exposed to a hot gas flow and which has a substrate with at least one interior and many bores leading out of the interior and is at least partially covered on a suction side and / or a pressure side by a thermal insulation layer system.
  • the thermal barrier coating system consists of a ceramic thermal barrier coating and an adhesive layer.
  • the substrate consists of a superalloy
  • the adhesive layer is an alloy of the MCrAlY type and contains an essential feature of a part of the element rhenium
  • the thermal insulation layer consists of stabilized or partially stabilized zirconium oxide.
  • zirconium oxide is a mixture of zirconium oxide in the actual sense and at least one further component, in particular yttrium oxide, calcium oxide, magnesium oxide, cerium oxide or ytterbium oxide.
  • the presence of the further component serves to thermally stabilize the zirconium oxide and to prevent it from undergoing a phase transition at the temperatures to be expected in operation.
  • Zirconium oxide is widely used as the basis for a ceramic thermal barrier coating, since it has certain mechanical properties that are similar to the mechanical properties of the metals used for the substrate and any adhesive layer; This avoids dangerous mechanical stresses between the thermal insulation layer and the metals at the operationally expected temperatures.
  • Alloys of the MCrAlY type which are resistant to corrosion and oxidation at high temperatures and are well suited as adhesive layers for ceramic thermal insulation layers, can be found in EP 0 486 489 B1 and US Patents 5,154,885, 5, 268, 238 and 5, 273, 712.
  • DE-OS 38 21 005 describes a metal-ceramic composite blade for turbomachines, in particular gas turbine engines.
  • the composite blade has at least one solid ceramic component on the blade entry and / or exit edge, which is anchored in an expansion-compensating and exchangeable manner to a temperature-resistant metallic base element of the blade.
  • the blade has a cooling channel in its interior, through which cooling fluid can be guided to the pressure and suction side of the blade.
  • cooling-air bores are provided which branch off from the cooling channel and which open on the solid ceramic component at the leading edge and are closed by this component. If the ceramic component breaks, the cooling air holes are exposed locally, so that reliable hot gas shielding can form at those points where ceramic components are broken.
  • DE-OS 38 21 005 specifies the possibility of applying thermal insulation layers made of metal oxides to the pressure-side and / or suction-side blade outer surfaces of the metallic base component without going into the geometric design of the thermal insulation layers.
  • the invention relates in particular to a gas turbine blade which, in the course of its intended operation, is exposed to a hot gas flow which consists of a
  • a certain problem of a thermal insulation layer system with a ceramic thermal insulation layer is the brittleness of the ceramic. It can never be completely ruled out that cracks may occur in the thermal insulation layer system and the ceramic may flake off during normal operation. Under certain circumstances, the metallic base of the ceramic is exposed and exposed to the hot gas flow.
  • a metallic adhesive layer if present, guarantees a certain protection against oxidation and corrosion, especially if the adhesive layer consists of a MCrAlY alloy or an aluminide. Due to the elimination of the thermal insulation, the adhesive layer is exposed to an extreme thermal load, so that the adhesive layer will soon fail. This means that in the context of conventional practice, the potential of a thermal insulation layer system with regard to its protective effect is only used carefully, that is to say generally less than fully.
  • the object of the invention is to strengthen a turbine blade in such a way that the greatest possible utilization of the protective action of the thermal insulation layer system is possible, that the risk of an immediate failure of the protective action after a break in the thermal insulation layer system is eliminated.
  • a turbine blade is specified according to the invention which can be exposed to a hot gas stream, which has a suction side and a pressure side and which has a substrate with at least one interior space and many bores leading out of the interior space and at least partially on the suction side and / or is covered on the pressure side by a thermal barrier coating system, and in which at least one of the bores is closed by the thermal barrier coating system and at least one white tere hole for the outflow of cooling fluid to form a film cooling of the thermal insulation layer system is open.
  • thermal insulation layer system fails in the affected area of the product, additional cooling is provided in that the breaking thermal insulation layer system releases the closed bore and enables a cooling fluid, with which the interior is already subjected to operation, through the released bore flow and thus intensify the cooling of the affected area.
  • the thermal barrier coating system is designed in such a way that it is not necessary to use the closed hole to cool the product if the thermal barrier coating system is undamaged.
  • the need for cooling fluid can thus be adapted to the protective properties of the thermal barrier coating system and can be kept correspondingly low;
  • the turbine blade can be cooled in a desired manner even when the thermal insulation system is intact, so that a further increased thermal load is possible.
  • the thermal barrier coating system can be applied thinly with good adhesion.
  • cooling of an adhesive layer is ensured by the film cooling, so that a connection of the thermal insulation layer system is guaranteed due to the temperature.
  • the turbine blade has a plurality of bores which are not closed by the thermal barrier coating system and which are arranged in such a way that the substrate flows when the hot gas flows around it and when a cooling fluid is supplied to the interior Cooling fluid is discharged through the unclosed holes in the gas stream, is cooled evenly.
  • all the holes in the substrate are arranged in such a way that the substrate is evenly cooled when the hot gas flow flows around it, if the thermal insulation layer system releases previously closed holes when a cooling fluid discharged through the holes into the gas flow is supplied to the interior becomes. This ensures that adequate cooling of the product is ensured in the event of total or partial failure of the thermal barrier coating system. This is of particular importance in connection with the previously described configuration with a preferred arrangement of the bores not to be closed by the thermal barrier coating system.
  • the turbine blade thus offers reliable cooling in all circumstances if it is acted upon by a corresponding cooling fluid when it is loaded with a hot gas flow through its interior. If the thermal insulation layer system is intact, the cooling using the cooling fluid is significantly reduced, since all
  • the substrate preferably consists of a superalloy, in particular a superalloy, as is usually used for the production of gas turbine components.
  • the thermal barrier coating system preferably comprises a metallic adhesive layer resting on the substrate and a ceramic thermal barrier coating resting on the adhesive layer.
  • the adhesive layer also preferably consists of an alloy which is resistant to corrosion and oxidation at high temperatures, in particular an alloy of the type
  • Such an adhesive layer has the advantage that it continues to provide protection against corrosion and oxidation if the ceramic thermal insulation layer is omitted, although it should be noted that such protection is also important in the case of an intact thermal insulation layer system, since it must always be expected that flue gas will be emitted the gas flow passes through the ceramic thermal barrier coating and could attack metallic areas of the turbine blade under the ceramic thermal barrier coating. This is reliably prevented by the provision of a correspondingly effective adhesive layer.
  • an intermediate layer of aluminum oxide or the like can form between the metallic adhesive layer and the actual ceramic thermal insulation layer, which intermediate layer is formed by oxidation of aluminum which migrates out of the adhesive layer with oxygen which reaches the adhesive layer from the flue gas stream through the ceramic thermal insulation layer.
  • the occurrence of such an intermediate layer which increases in accordance with relevant experience during the operation of the turbine blade, should be expected. It is also not out of the question to modify the adhesive layer by special post-treatment, for example by diffusing in aluminum or applying a special surface layer, before the ceramic Thermal insulation layer is applied.
  • the adhesive layer preferably extends beyond the thermal insulation layer system and also beyond the leading edge of the blade, which, in order to ensure appropriate cooling, has a multiplicity of bores which are open to the outside and are in fluid communication with the interior.
  • the thermal barrier coating preferably consists of a stabilized or partially stabilized zirconium oxide.
  • stabilized / partially stabilized zirconium oxide and the properties of a thermal insulation layer produced therefrom have already been explained, to which reference is hereby made.
  • the turbine blade is preferably designed as a gas turbine guide blade or rotor blade. It can be designed in such a way that a hot gas flow in the form of a flue gas with a temperature above 1000 ° C, in particular between 1200 ° C and 1400 ° C, flows around it during normal operation.
  • FIG. 1 shows a cross section through a profiled gas turbine blade, in particular a rotor blade
  • FIG. 2 shows a partial view of the cross section according to FIG.
  • a profiled gas turbine blade 9, in particular a rotor blade or guide blade consists of a substrate 1, which is made of a superalloy, in particular a nickel-based or cobalt-based superalloy.
  • a superalloy is characterized by high strength and low tendency to fatigue under high mechanical stress at high temperatures, in particular at temperatures between 800 ° C and 1200 ° C.
  • the structure of the superalloy can be crystalline, columnar crystalline in the form of a bundle of crystallites oriented parallel to one another, or single crystalline.
  • a superalloy is selected in the context of conventional practice with regard to its relevant mechanical properties, but not with regard to its behavior under load with the flue gas which is to be passed past the turbine blade.
  • the substrate 1 is therefore provided with a protective coating, which for the sake of clarity, however, is not completely recognizable from FIG. 1.
  • 1 shows a thermal barrier coating system 2 which covers the substrate 1 on a suction side 10 and a pressure side 11 and which is intended to protect the substrate 1 against excessive thermal stress as well as corrosion and oxidation by components of the gas stream flowing around it.
  • bores 3 and 4 are also provided in the substrate 1, through which a cooling fluid supplied to an interior space 5 of the substrate 1 can flow through the substrate 1 and form a cooling film on the thermal barrier coating system 2. Air is primarily used as the cooling fluid; steam is also an option.
  • the interior 5 of the substrate 1 is shown in FIG. 1 as a large number of separate chambers; these chambers usually communicate with one another, which is not shown in FIG. 1 for the sake of clarity, and can therefore rightly be referred to as the only interior 5.
  • the holes 3 in the substrate 1 are closed by the thermal barrier coating system 2, since the thermal barrier coating system 2 is designed such that a flow of cooling fluid through these holes 3 with the thermal barrier coating system 2 intact is not required.
  • Sol- Before bores 4 are present, above all, in the area of the front edge 6 of the blade, which is flowed against by the gas flow and in the upstream part of the thermal insulation layer system 2. Since this front edge 6 of the blade reaches the flowing gas stream first and any particles that may be entrained in the gas flow is preferably taken, no thermal insulation layer system 2 is attached to the blade leading edge 6.
  • FIG. 2 shows an enlarged section in FIG. 1 and is described below.
  • the thermal barrier coating system 2 shows a part of the substrate 1, covered by the thermal barrier coating system 2.
  • the thermal barrier coating system 2 comprises a metallic adhesive layer 7, which consists of an alloy of the element containing rhenium by weight
  • Type MCrAlY exists and is characterized by excellent resistance to corrosion and oxidation at the high temperatures under consideration.
  • This adhesive layer 7 serves to connect the actual ceramic thermal insulation layer 8, consisting of partially stabilized zirconium oxide.
  • the adhesive layer 7 is very ductile and therefore carries no risk of brittle fracture in itself, unlike the actual ceramic thermal insulation layer 8. For this reason, the adhesive layer 7 is also excellently suited to independently, see FIG. 1, the substrate 1 on the blade leading edge 6 Oxidation and
  • the thermal load on the leading edge 6 of the blade is reduced by sufficient supply of cooling fluid to such an extent that the adhesive layer 7 is not excessively attacked and is undesirably damaged.

Abstract

The invention relates to a turbine blade (9) which can be exposed to a hot gas flow. The turbine blade (9) has a substrate (1) with at least one interior space (5) and many bore holes (3, 4) leading out of the substrate (1). Said turbine blade is covered at least partially by a heat-insulating layer system (2) on its suction side (10) and/or on its pressure side (11). At least one of the bore holes (3) is closed by the heat-insulating layer system (2) and a further bore hole (4) is opened to create a film cooling.

Description

Beschreibungdescription
Turbinenschaufel, welche einem heißen Gasstrom aussetzbar istTurbine blade, which can be exposed to a hot gas stream
Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel, welche einem heißen Gasstrom aussetzbar ist und welche ein Substrat mit zumindest einem Innenraum und vielen von dem Innenraum aus dem Substrat herausführenden Bohrungen aufweist und zumindest teilweise an einer Saugseite und/oder einer Druckseite von einem WärmedäπtmschichtSystem bedeckt ist.The invention relates to a turbine blade which can be exposed to a hot gas flow and which has a substrate with at least one interior and many bores leading out of the interior and is at least partially covered on a suction side and / or a pressure side by a thermal insulation layer system.
Ein Erzeugnis mit einem WärmedämmschichtSystem geht hervor aus dem US-Patent 4 320 310 oder dem US-Patent 4 320 311.A product with a thermal barrier coating system emerges from US Pat. No. 4,320,310 or US Pat. No. 4,320,311.
Eine Ausgestaltung eines Wärmedämmschichtsystems geht hervor aus der WO 96/12049 AI. Bei dieser Ausgestaltung besteht das Wärmedämmschichtsystem aus einer keramischen Wärmedämmschicht und einer Haftschicht . Das Substrat besteht aus einer Super- legierung, die Haftschicht ist eine Legierung des Typs MCrAlY und enthält als wesentliches Merkmal einen Anteil des Elementes Rhenium, und die Wärmedämmschicht besteht aus stabilisiertem oder teilstabilisiertem Zirkonoxid. Solches Zir- konoxid ist ein Gemisch aus Zirkonoxid im eigentlichen Sinne und zumindest einer weiteren Komponente, insbesondere Ytt- riumoxid, Calciumoxid, Magnesiumoxid, Ceroxid oder Ytterbiumoxid. Die Anwesenheit der weiteren Komponente dient dazu, das Zirkonoxid thermisch zu stabilisieren und zu verhindern, daß es bei den betrieblich zu erwartenden Temperaturen eine Phasenumwandlung durchmacht . Zirkonoxid wird vielfach als Basis für eine keramische Wärmedämmschicht benutzt, da es gewisse mechanische Eigenschaften hat, die den mechanischen Eigenschaften der für das Substrat und eine eventuelle Haftschicht benutzten Metalle ähneln; dadurch werden bei den betrieblich zu erwartenden Temperaturen gefährliche mechanische Spannun- gen zwischen der Wärmedämmschicht und den Metallen vermieden. Legierungen des Typs MCrAlY, welche gegen Korrosion und Oxi- dation bei hohen Temperaturen beständig und als Haftschichten für keramische Wärmedämmschichten gut geeignet sind, gehen hervor aus der EP 0 486 489 Bl sowie den US-Patenten 5,154,885, 5 , 268 , 238 und 5 , 273 , 712.An embodiment of a thermal barrier coating system is shown in WO 96/12049 AI. In this embodiment, the thermal barrier coating system consists of a ceramic thermal barrier coating and an adhesive layer. The substrate consists of a superalloy, the adhesive layer is an alloy of the MCrAlY type and contains an essential feature of a part of the element rhenium, and the thermal insulation layer consists of stabilized or partially stabilized zirconium oxide. Such zirconium oxide is a mixture of zirconium oxide in the actual sense and at least one further component, in particular yttrium oxide, calcium oxide, magnesium oxide, cerium oxide or ytterbium oxide. The presence of the further component serves to thermally stabilize the zirconium oxide and to prevent it from undergoing a phase transition at the temperatures to be expected in operation. Zirconium oxide is widely used as the basis for a ceramic thermal barrier coating, since it has certain mechanical properties that are similar to the mechanical properties of the metals used for the substrate and any adhesive layer; This avoids dangerous mechanical stresses between the thermal insulation layer and the metals at the operationally expected temperatures. Alloys of the MCrAlY type, which are resistant to corrosion and oxidation at high temperatures and are well suited as adhesive layers for ceramic thermal insulation layers, can be found in EP 0 486 489 B1 and US Patents 5,154,885, 5, 268, 238 and 5, 273, 712.
In der DE-OS 38 21 005 ist ein Metall-Keramik-Verbundschaufel für Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinentriebwerke, beschrieben. Die Verbundschaufel weist an der Schaufelein- tritts- und/oder -austrittskante mindestens ein massiv-keramisches Bauteil auf, das an einem temperaturbeständigen metallischen Grundelement der Schaufel dehnungsko pensatorisch und auswechselbar verankert ist. Die Schaufel weist einen Kühlkanal in ihrem Inneren auf, durch den Kühlfluid an die Druck- und Saugseite der Schaufel führbar ist. Weiterhin sind von dem Kühlkanal abzweigende Kühlluftbohrungen vorgesehen, die an dem massiven keramischen Bauteil an der Eintrittskante münden und von diesem Bauteil verschlossen sind. Bei einem Bruch des Keramikbauteils werden örtlich die Kühlluftbohrun- gen freigelegt, so daß sich eine sichere Heißgasabschirmung an denjenigen Stellen ausbilden kann, an denen Keramikteile gebrochen sind. Weiterhin gibt die DE-OS 38 21 005 die Möglichkeit an, auf die druck- und/oder saugseitigen Schaufel- außenflächen des metallischen Grundbauteils Wärmedämmschich- ten aus Metalloxiden aufzubringen, ohne auf die geometrische Gestaltung der Wärmedämmschichten einzugehen.DE-OS 38 21 005 describes a metal-ceramic composite blade for turbomachines, in particular gas turbine engines. The composite blade has at least one solid ceramic component on the blade entry and / or exit edge, which is anchored in an expansion-compensating and exchangeable manner to a temperature-resistant metallic base element of the blade. The blade has a cooling channel in its interior, through which cooling fluid can be guided to the pressure and suction side of the blade. Furthermore, cooling-air bores are provided which branch off from the cooling channel and which open on the solid ceramic component at the leading edge and are closed by this component. If the ceramic component breaks, the cooling air holes are exposed locally, so that reliable hot gas shielding can form at those points where ceramic components are broken. Furthermore, DE-OS 38 21 005 specifies the possibility of applying thermal insulation layers made of metal oxides to the pressure-side and / or suction-side blade outer surfaces of the metallic base component without going into the geometric design of the thermal insulation layers.
Die Erfindung bezieht sich insbesondere auf eine Gasturbinen- schaufel, welche im Rahmen ihres bestimmungsgemäße Betriebes einem heißen Gasstrom ausgesetzt ist, der aus einem durchThe invention relates in particular to a gas turbine blade which, in the course of its intended operation, is exposed to a hot gas flow which consists of a
Verbrennung eines Brennstoffes unter Luftüberschuß gebildeten Rauchgas besteht und eine Temperatur aufweist, die im Mittel 1200 °C bis 1400 °C betragen kann. In Aussicht genommen sind noch höhere Temperaturen, und zur Bewältigung der mit diesen Temperaturen verbundenen Problemen wird die Entwicklung entsprechender Gasturbinenkomponenten stetig weitergeführt. Da- bei werden Gasturbinenkomponenten mit Wärmedämmschichtsyste- men der beschriebenen Art als besonders bedeutsam angesehen.Combustion of a fuel with excess air formed flue gas and has a temperature that can be on average 1200 ° C to 1400 ° C. Even higher temperatures are envisaged, and the development of corresponding gas turbine components is being continued to overcome the problems associated with these temperatures. There- in gas turbine components with thermal barrier coating systems of the type described are considered to be particularly important.
Ein gewisses Problem eines Wärmedämmschichtsystems mit einer keramischen Wärmedämmschicht ist die Sprödigkeit der Keramik. Es kann nie ganz ausgeschlossen werden, daß es im Rahmen des bestimmungsgemäßen Betriebes zu Rissen in dem Wärmedämmschichtsystem und zum Abplatzen der Keramik kommen kann. Dabei wird unter Umständen die metallische Unterlage der Kera- mik freigelegt und dem heißen Gasstrom ausgesetzt. Zwar gewährleistet eine eventuell vorhandene metallische Haftschicht einen gewissen Schutz gegen Oxidation und Korrosion, insbesondere dann, wenn die Haftschicht aus einer MCrAlY-Legierung oder einem Aluminid besteht. Durch den Wegfall der thermi- sehen Isolation wird die Haftschicht allerdings einer extremen thermischen Belastung ausgesetzt, so daß mit einem alsbaldigen Versagen der HaftSchicht gerechnet werden muß. Dies führt dazu, daß im Rahmen der herkömmlichen Praxis das Potential eines Wärmedämmschichtsystems im Hinblick auf seine Schutzwirkung nur vorsichtig, also in der Regel weniger als voll, ausgenutzt wird.A certain problem of a thermal insulation layer system with a ceramic thermal insulation layer is the brittleness of the ceramic. It can never be completely ruled out that cracks may occur in the thermal insulation layer system and the ceramic may flake off during normal operation. Under certain circumstances, the metallic base of the ceramic is exposed and exposed to the hot gas flow. A metallic adhesive layer, if present, guarantees a certain protection against oxidation and corrosion, especially if the adhesive layer consists of a MCrAlY alloy or an aluminide. Due to the elimination of the thermal insulation, the adhesive layer is exposed to an extreme thermal load, so that the adhesive layer will soon fail. This means that in the context of conventional practice, the potential of a thermal insulation layer system with regard to its protective effect is only used carefully, that is to say generally less than fully.
Aufgabe der Erfindung ist es, eine Turbinenschaufel so zu ertüchtigen, daß eine möglichst weitgehende Ausnutzung der Schutzwirkung des Wärmedämmschichtsystems möglich ist, daß die Gefahr eines alsbaldigen Versagens der Schutzwirkung nach einem Bruch in dem Wärmedämmschichtsystem ausgeräumt ist .The object of the invention is to strengthen a turbine blade in such a way that the greatest possible utilization of the protective action of the thermal insulation layer system is possible, that the risk of an immediate failure of the protective action after a break in the thermal insulation layer system is eliminated.
Zur Lösung dieser Aufgabe angegeben wird erfindungsgemäß eine Turbinenschaufel, welche einem heißen Gasstrom aussetzbar ist, welche eine Saugseite und eine Druckseite aufweist und welches ein Substrat mit zumindest einem Innenraum sowie vielen von dem Innenraum aus dem Substrat herausführenden Bohrungen aufweist und zumindest teilweise an der Saugseite und/oder an der Druckseite von einem Wärmedämmschichtsystem bedeckt ist, und bei dem zumindest eine der Bohrungen von dem WärmedämmschichtSystem verschlossen und zumindest eine wei- tere Bohrung zum Ausströmen von Kühlfluid zur Ausbildung einer Filmkühlung des Wärmedämmschichtsystems geöffnet ist.To achieve this object, a turbine blade is specified according to the invention which can be exposed to a hot gas stream, which has a suction side and a pressure side and which has a substrate with at least one interior space and many bores leading out of the interior space and at least partially on the suction side and / or is covered on the pressure side by a thermal barrier coating system, and in which at least one of the bores is closed by the thermal barrier coating system and at least one white tere hole for the outflow of cooling fluid to form a film cooling of the thermal insulation layer system is open.
Erfindungsgemäß wird daher bei einem Versagen des Wärmedämm- schichtsystems in dem betroffenen Bereich des Erzeugnisses für eine zusätzliche Kühlung gesorgt, indem das abbrechende Wärmedämmschichtsystem die verschlossene Bohrung freigibt und ermöglicht, daß ein Kühlfluid, mit welchem der Innenraum ohnehin betrieblich beaufschlagt ist, durch die freigegebene Bohrung fließen und somit die Kühlung des betroffenen Bereiches intensivieren kann. Das Wärmedämmschichtsystem ist so ausgelegt, daß ein Einsatz der verschlossenen Bohrung zur Kühlung des Erzeugnisses bei unbeschädigtem Wärmedämmschicht- System nicht erforderlich ist. Somit kann der Bedarf für Kühlfluid den schützenden Eigenschaften des Wärmedämmschichtsystems angepaßt und entsprechend gering gehalten werden; zusätzlich werden durch Vorsehen entsprechender, von dem Wärmedämmschichtsystem zu verschließender Bohrungen Vorkehrungen getroffen, um das Erzeugnis auch bei Wegfall des Wärmedämm- schichtSystems durch vermehrten Austritt von Kühlfluid aus dem Innenraum sicher kühlen und somit gegen unerwünschtes Versagen schützen zu können.According to the invention, if the thermal insulation layer system fails in the affected area of the product, additional cooling is provided in that the breaking thermal insulation layer system releases the closed bore and enables a cooling fluid, with which the interior is already subjected to operation, through the released bore flow and thus intensify the cooling of the affected area. The thermal barrier coating system is designed in such a way that it is not necessary to use the closed hole to cool the product if the thermal barrier coating system is undamaged. The need for cooling fluid can thus be adapted to the protective properties of the thermal barrier coating system and can be kept correspondingly low; In addition, provision is made for appropriate bores to be closed by the thermal insulation layer system in order to be able to cool the product safely even if the thermal insulation layer system is lost by increasing the escape of cooling fluid from the interior and thus to protect it against undesired failure.
Zudem ist die Turbinenschaufel auch bei intaktem Wärmedämm- schichtSystem in einer erwünschten Weise kühlbar, so daß eine weiter erhöhte thermische Belastung möglich ist. Das Wärmedämmschichtsystem kann entsprechend dünn mit guter Haftung aufgebracht werden. Zudem ist durch die Filmkühlung eine Kühlung einer Haftschicht gewährleistet, so daß eine Anbindung des Wärmedämmschichtsystems temperaturbedingt gewährleistet ist .In addition, the turbine blade can be cooled in a desired manner even when the thermal insulation system is intact, so that a further increased thermal load is possible. The thermal barrier coating system can be applied thinly with good adhesion. In addition, cooling of an adhesive layer is ensured by the film cooling, so that a connection of the thermal insulation layer system is guaranteed due to the temperature.
Weiterhin bevorzugt ist eine Ausgestaltung, bei der die Turbinenschaufel mehrere nicht von dem WärmedämmschichtSystem verschlossene Bohrungen aufweist, welche derart angeordnet sind, daß das Substrat bei Umströmung mit dem heißen Gasεtrom und bei Zuführung eines Kühlfluids zu dem Innenraum, welches Kühlfluid durch die nicht verschlossenen Bohrungen in den Gasstrom abgeführt wird, gleichmäßig gekühlt wird.Also preferred is an embodiment in which the turbine blade has a plurality of bores which are not closed by the thermal barrier coating system and which are arranged in such a way that the substrate flows when the hot gas flows around it and when a cooling fluid is supplied to the interior Cooling fluid is discharged through the unclosed holes in the gas stream, is cooled evenly.
Besonders bevorzugt ist es auch, daß alle Bohrungen in dem Substrat derart angeordnet sind, daß das Substrat bei Umströmung mit dem heißen Gasstrom gleichmäßig gekühlt wird, falls das Wärmedämmschichtsystem vorher verschlossene Bohrungen freigibt, wenn dem Innenraum ein durch die Bohrungen in den Gasstrom abgeführtes Kühlfluid zugeführt wird. Dies stellt sicher, daß bei ganzem oder teilweisem Versagen des Wärmedämmschichtsystems eine angemessene Kühlung des Erzeugnisses gewährleistet ist. Von besonderer Bedeutung ist dies im Zusammenhang mit der vorher beschriebenen Ausgestaltung mit einer bevorzugten Anordnung der nicht von dem Wärmedämmschicht- system zu verschließenden Bohrungen. Damit bietet die Turbinenschaufel eine unter allen Umständen sichere Kühlung, wenn sie bei Belastung mit einem heißen Gasstrom durch seinen Innenraum mit einem entsprechenden Kühlfluid beaufschlagt wird. Bei intaktem Wärmedämmschichtsystem ist die mit Hilfe des Kühlfluids erfolgende Kühlung deutlich reduziert, da alleIt is also particularly preferred that all the holes in the substrate are arranged in such a way that the substrate is evenly cooled when the hot gas flow flows around it, if the thermal insulation layer system releases previously closed holes when a cooling fluid discharged through the holes into the gas flow is supplied to the interior becomes. This ensures that adequate cooling of the product is ensured in the event of total or partial failure of the thermal barrier coating system. This is of particular importance in connection with the previously described configuration with a preferred arrangement of the bores not to be closed by the thermal barrier coating system. The turbine blade thus offers reliable cooling in all circumstances if it is acted upon by a corresponding cooling fluid when it is loaded with a hot gas flow through its interior. If the thermal insulation layer system is intact, the cooling using the cooling fluid is significantly reduced, since all
Bohrungen verschlossen sind, die aufgrund der isolierenden Eigenschaften des Wärmedämmschichtsystems nicht durchströmt werden müssen. Hierdurch läßt sich bei intaktem Wärmedämmschichtsystem die Menge an Kühlfluid reduzieren und somit ge- gebenenfalls eine Wirkungsgradsteigerung der die Turbinenschaufel aufnehmenden Gasturbine erreichen. Eine solche Ausgestaltung gestattet im übrigen auch eine Überwachung der Turbinenschaufel im Hinblick auf die Unversehrtheit des Wärmedämmschichtsystems, indem der Zufluß des Kühlfluids gemes- sen und mit einem Wert verglichem wird, welcher sich bei intaktem Wärmedämmschichtsystem, wobei alle entsprechenden Bohrungen verschlossen sind, einstellen muß. Gibt das Wärmedämm- schichtsystem bei einem lokalen Versagen eine Bohrung frei, so muß sich der Zufluß von Kühlfluid zu der Turbinenschaufel entsprechend erhöhen, was im Rahmen der Überwachung des Zuflusses leicht bemerkbar wäre. Das Substrat besteht vorzugsweise aus einer Superlegierung, insbesondere einer Superlegierung, wie sie zur Herstellung von Gasturbinenkomponenten üblicherweise Anwendung findet.Holes are closed, which do not have to be flowed through due to the insulating properties of the thermal insulation layer system. As a result, the amount of cooling fluid can be reduced with an intact thermal barrier coating system and, if necessary, an increase in the efficiency of the gas turbine receiving the turbine blade can be achieved. Such a configuration also allows the turbine blade to be monitored with regard to the integrity of the thermal insulation layer system by measuring the inflow of the cooling fluid and comparing it with a value which must be set when the thermal insulation layer system is intact, with all corresponding bores being closed. If the thermal insulation layer system clears a hole in the event of a local failure, the inflow of cooling fluid to the turbine blade must increase accordingly, which would be easily noticeable in the context of monitoring the inflow. The substrate preferably consists of a superalloy, in particular a superalloy, as is usually used for the production of gas turbine components.
Vorzugsweise umfaßt das Wärmedämmschichtsystem eine auf dem Substrat aufliegende metallische Haftschicht und eine auf der Haftschicht aufliegende keramische Wärmedämmschicht . Die Haftschicht besteht dabei weiterhin vorzugsweise aus einer gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen resi- stenten Legierung, insbesondere einer Legierung des TypsThe thermal barrier coating system preferably comprises a metallic adhesive layer resting on the substrate and a ceramic thermal barrier coating resting on the adhesive layer. The adhesive layer also preferably consists of an alloy which is resistant to corrosion and oxidation at high temperatures, in particular an alloy of the type
MCrAlY. Hierin steht M für ein oder mehrere der Elemente Fe, Ni oder Co und Y für Yttrium und/oder eines oder mehrere der Elemente der Seltenen Erden. Eine solche Haftschicht hat den Vorteil, daß sie bei Wegfall der keramischen Wärmedämmschicht weiterhin einen Schutz gegen Korrosion und Oxidation gewährleistet, wobei zu bemerken ist, daß ein solcher Schutz auch von Bedeutung ist bei intaktem WärmedämmschichtSystem, da stets damit gerechnet werden muß, daß Rauchgas aus dem Gas- strom durch die keramische Wärmedämmschicht hindurch gelangt und metallische Bereiche der Turbinenschaufel unter der keramischen Wärmedämmschicht angreifen könnte. Solches wird durch das Vorsehen einer entsprechend wirksamen Haftschicht sicher verhindert. Es sei bemerkt, daß sich in Übereinstimmung mit dem aus dem Stand der Technik erhältlichen Hinweisen zwischen der metallischen Haftschicht und der eigentlichen keramischen Wärmedämmschicht eine Zwischenschicht aus Aluminiumoxid oder dergleichen bilden kann, welche entsteht durch Oxidation von Aluminium, welches aus der Haftschicht herauswandert, mit Sauerstoff, welcher aus dem Rauchgasstrom durch die kerami- sehe Wärmedämmschicht hindurch zur Haftschicht gelangt. Mit dem Auftreten einer solchen Zwischenschicht, die sich in Übereinstimmung mit einschlägigen Erfahrungen während des Betriebs der Turbinenschaufel vergrößert, sollte gerechnet werden. Es ist auch nicht ausgeschlossen, die Haftschicht durch besondere Nachbehandlung, beispielsweise durch das Eindiffundieren von Aluminium oder das Aufbringen einer besonderen Oberflächenschicht, zu modifizieren, bevor die keramische Wärmedämmschicht aufgetragen wird. Die .Haftschicht erstreckt sich vorzugsweise über das WärmedämmschichtSystem hinaus auch über die SchaufelVorderkante hinweg, welche zur Gewährleistung einer entsprechenden Kühlung eine Vielzahl von Bohrun- gen aufweist, die nach außen geöffnet sind und mit dem Innenraum strömungstechnisch in Verbindung stehen.MCrAlY. Herein M stands for one or more of the elements Fe, Ni or Co and Y for yttrium and / or one or more of the elements of the rare earths. Such an adhesive layer has the advantage that it continues to provide protection against corrosion and oxidation if the ceramic thermal insulation layer is omitted, although it should be noted that such protection is also important in the case of an intact thermal insulation layer system, since it must always be expected that flue gas will be emitted the gas flow passes through the ceramic thermal barrier coating and could attack metallic areas of the turbine blade under the ceramic thermal barrier coating. This is reliably prevented by the provision of a correspondingly effective adhesive layer. It should be noted that, in accordance with the information available from the prior art, an intermediate layer of aluminum oxide or the like can form between the metallic adhesive layer and the actual ceramic thermal insulation layer, which intermediate layer is formed by oxidation of aluminum which migrates out of the adhesive layer with oxygen which reaches the adhesive layer from the flue gas stream through the ceramic thermal insulation layer. The occurrence of such an intermediate layer, which increases in accordance with relevant experience during the operation of the turbine blade, should be expected. It is also not out of the question to modify the adhesive layer by special post-treatment, for example by diffusing in aluminum or applying a special surface layer, before the ceramic Thermal insulation layer is applied. The adhesive layer preferably extends beyond the thermal insulation layer system and also beyond the leading edge of the blade, which, in order to ensure appropriate cooling, has a multiplicity of bores which are open to the outside and are in fluid communication with the interior.
Die Wärmedämmschicht besteht vorzugsweise aus einem stabilisierten oder teilstabilisierten Zirkonoxid. Die Bedeutung der Begriffe „stabilisiertes/teilstabilisiertes Zirkonoxid" sowie die Eigenschaften einer daraus hergestellten Wärmedämmschicht sind bereits erläutert worden, worauf hiermit verwiesen wird.The thermal barrier coating preferably consists of a stabilized or partially stabilized zirconium oxide. The meaning of the terms “stabilized / partially stabilized zirconium oxide” and the properties of a thermal insulation layer produced therefrom have already been explained, to which reference is hereby made.
Die Turbinenschaufel ist vorzugsweise ausgebildet als Gastur- binen-Leitschaufel oder -Laufschaufei . Dabei kann sie so ausgelegt sein, daß sie bei bestimmungsgemäßem Betrieb von einem heißen Gasstrom in Form eines Rauchgases mit einer Temperatur oberhalb von 1000 °C, insbesondere zwischen 1200 °C und 1400 °C, umströmt wird.The turbine blade is preferably designed as a gas turbine guide blade or rotor blade. It can be designed in such a way that a hot gas flow in the form of a flue gas with a temperature above 1000 ° C, in particular between 1200 ° C and 1400 ° C, flows around it during normal operation.
Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nunmehr anhand der Zeichnung erläutert. Darin zeigen:Embodiments of the invention will now be explained with reference to the drawing. In it show:
FIG 1 einen Querschnitt durch eine profilierte Gasturbinen- schaufei, insbesondere eine Laufschaufei; und1 shows a cross section through a profiled gas turbine blade, in particular a rotor blade; and
FIG 2 eine Teilansicht des Querschnittes nach FIG 1.2 shows a partial view of the cross section according to FIG.
FIG 1 zeigt einen Querschnitt durch eine als profilierte Gas- turbinenschaufel 9, insbesondere eine Laufschaufei oder Leit- schaufel. Sie besteht aus einem Substrat 1, welches aus einer Superlegierung, insbesondere einer Nickelbasis- oder Kobalt- basis-Superlegierung, gefertigt ist. Eine solche Superlegierung zeichnet sich aus durch hohe Festigkeit und geringe Er- müdungsneigung unter hoher mechanischer Belastung bei hohen Temperaturen, insbesondere bei Temperaturen zwischen 800 °C und 1200 °C. Die Struktur der Superlegierung kann dabei mi- krokristallin, stengelkristallin in Form eines Bündels aus parallel zueinander gerichteten Kristalliten oder einkristallin sein.1 shows a cross section through a profiled gas turbine blade 9, in particular a rotor blade or guide blade. It consists of a substrate 1, which is made of a superalloy, in particular a nickel-based or cobalt-based superalloy. Such a superalloy is characterized by high strength and low tendency to fatigue under high mechanical stress at high temperatures, in particular at temperatures between 800 ° C and 1200 ° C. The structure of the superalloy can be crystalline, columnar crystalline in the form of a bundle of crystallites oriented parallel to one another, or single crystalline.
Eine Superlegierung wird im Rahmen der herkömmlichen Praxis ausgewählt im Hinblick auf ihre relevanten mechanischen Eigenschaften, nicht jedoch im Hinblick auf ihr Verhalten unter Belastung mit dem Rauchgas, welches an der Turbinenschaufel vorbeigeführt werden soll . Im Sinne der herkömmlichen Praxis wird daher das Substrat 1 mit einer schützenden Beschichtung versehen, welche aus FIG 1 der Übersicht halber allerdings nicht vollständig erkennbar ist. FIG 1 zeigt ein Wärmedämmschichtsystem 2, welches das Substrat 1 an einer Saugseite 10 und einer Druckseite 11 bedeckt und welches dazu bestimmt ist, das Substrat 1 vor übermäßiger thermischer Belastung sowie Korrosion und Oxidation durch Bestandteile des umströmenden Gasstroms zu schützen. Um den Schutz vor thermischer Belastung zu intensivieren, sind außerdem Bohrungen 3 und 4 in dem Substrat 1 vorgesehen, durch welche ein einem Innenraum 5 des Substrats 1 zugeführtes Kühlfluid das Substrat 1 durchfließen und einen kühlenden Film auf dem WärmedämmschichtSystem 2 bilden kann. Als Kühlfluid verwendet wird vor allem Luft; außerdem kommt Wasserdampf in Frage. Der Innenraum 5 des Substrates 1 ist in FIG 1 dargestellt als eine Vielzahl separater Kammern; diese Kammern kommunizieren üblicherweise miteinander, was in FIG 1 der Übersicht halber nicht dargestellt ist, und können somit zu Recht als einziger Innenraum 5 bezeichnet werden. Es gibt jedoch keine grundsätzlichen Bedenken gegen das Vorsehen mehrerer Innenräume 5. Die Bohrun- gen 3 in dem Substrat 1 sind von dem WärmedämmschichtSystem 2 verschlossen, da das WärmedämmschichtSystem 2 derart ausgelegt ist, daß ein Fluß von Kühlfluid durch diese Bohrungen 3 bei intaktem Wärmedämmschichtsystem 2 nicht erforderlich ist . Zusätzlich vorhanden sind Bohrungen 4, welche nicht ver- schlössen sind, zum Teil das Wärmedämmschichtsystem 2 durchdringen, und welche auch bei intaktem WärmedämmschichtSystem 2 von Kühlfluid aus dem Innenraum 5 durchflössen werden. Sol- ehe Bohrungen 4 sind vor allen Dingen vorhanden im Bereich der Schaufelvorderkante 6, welche von dem Gasstrom angeströmt wird und im stromaufwärtigen Teil des Wärmedämmschichtsystems 2. Da diese Schaufelvorderkante 6 von dem umströmenden Gas- ström zuerst erreicht und von in dem Gasstrom eventuell mit- geführten Partikeln bevorzugt getroffen wird, ist an der Schaufelvorderkante 6 kein Wärmedämmschichtsystem 2 angebracht. Zum Ausgleich der erhöhten thermischen Belastung sind daher dort unverschlossene Bohrungen 4 in entsprechender An- zahl vorgesehen. Selbstverständlich ist es nicht ausgeschlossen, das Substrat 1 im Bereich der Schaufelvorderkante 6 gegen Korrosion und Oxidation zu schützen; ein Hinweis dazu ergeht anhand der FIG 2, welche den in FIG 1 mit II bezeichneten Ausschnitt vergrößert darstellt und nachfolgend beschrie- ben wird.A superalloy is selected in the context of conventional practice with regard to its relevant mechanical properties, but not with regard to its behavior under load with the flue gas which is to be passed past the turbine blade. In the sense of conventional practice, the substrate 1 is therefore provided with a protective coating, which for the sake of clarity, however, is not completely recognizable from FIG. 1. 1 shows a thermal barrier coating system 2 which covers the substrate 1 on a suction side 10 and a pressure side 11 and which is intended to protect the substrate 1 against excessive thermal stress as well as corrosion and oxidation by components of the gas stream flowing around it. In order to intensify the protection against thermal stress, bores 3 and 4 are also provided in the substrate 1, through which a cooling fluid supplied to an interior space 5 of the substrate 1 can flow through the substrate 1 and form a cooling film on the thermal barrier coating system 2. Air is primarily used as the cooling fluid; steam is also an option. The interior 5 of the substrate 1 is shown in FIG. 1 as a large number of separate chambers; these chambers usually communicate with one another, which is not shown in FIG. 1 for the sake of clarity, and can therefore rightly be referred to as the only interior 5. However, there are no fundamental concerns about the provision of a plurality of interiors 5. The holes 3 in the substrate 1 are closed by the thermal barrier coating system 2, since the thermal barrier coating system 2 is designed such that a flow of cooling fluid through these holes 3 with the thermal barrier coating system 2 intact is not required. In addition, there are bores 4, which are not closed, partially penetrate the thermal insulation layer system 2, and which are also flowed through by cooling fluid from the interior 5 when the thermal insulation layer system 2 is intact. Sol- Before bores 4 are present, above all, in the area of the front edge 6 of the blade, which is flowed against by the gas flow and in the upstream part of the thermal insulation layer system 2. Since this front edge 6 of the blade reaches the flowing gas stream first and any particles that may be entrained in the gas flow is preferably taken, no thermal insulation layer system 2 is attached to the blade leading edge 6. To compensate for the increased thermal load, there are a corresponding number of unclosed bores 4 there. Of course, it is not out of the question to protect the substrate 1 against corrosion and oxidation in the area of the blade leading edge 6; An indication of this is given in FIG. 2, which shows an enlarged section in FIG. 1 and is described below.
FIG 2 zeigt einen Teil des Substrates 1, bedeckt von dem WärmedämmschichtSystem 2. Das Wärmedämmschichtsystem 2 umfaßt eine metallische Haftschicht 7, welche aus einer einen Ge- wichtsanteil des Elements Rhenium enthaltenden Legierung des2 shows a part of the substrate 1, covered by the thermal barrier coating system 2. The thermal barrier coating system 2 comprises a metallic adhesive layer 7, which consists of an alloy of the element containing rhenium by weight
Typs MCrAlY besteht und sich durch vorzügliche Resistenz gegen Korrosion und Oxidation bei den in Betracht kommenden hohen Temperaturen auszeichnet. Diese Haftschicht 7 dient zur Anbindung der eigentlichen keramischen Wärmedämmschicht 8, bestehend aus teilstabilisiertem Zirkonoxid. Die Haftschicht 7 ist sehr duktil und trägt demzufolge keine Gefahr des Sprödbruches in sich, anders als die eigentliche keramische Wärmedämmschicht 8. Aus diesem Grunde ist die Haftschicht 7 auch hervorragend geeignet, um, siehe FIG 1, das Substrat 1 an der Schaufelvorderkante 6 eigenständig gegen Oxidation undType MCrAlY exists and is characterized by excellent resistance to corrosion and oxidation at the high temperatures under consideration. This adhesive layer 7 serves to connect the actual ceramic thermal insulation layer 8, consisting of partially stabilized zirconium oxide. The adhesive layer 7 is very ductile and therefore carries no risk of brittle fracture in itself, unlike the actual ceramic thermal insulation layer 8. For this reason, the adhesive layer 7 is also excellently suited to independently, see FIG. 1, the substrate 1 on the blade leading edge 6 Oxidation and
Korrosion zu schützen. Die thermische Belastung der Schaufelvorderkante 6 wird dabei durch genügende Zufuhr von Kühlfluid soweit abgesenkt, daß die Haftschicht 7 nicht übermäßig angegriffen und in unerwünschter Weise beschädigt wird. Protect corrosion. The thermal load on the leading edge 6 of the blade is reduced by sufficient supply of cooling fluid to such an extent that the adhesive layer 7 is not excessively attacked and is undesirably damaged.

Claims

Patentansprüche claims
1. Turbinenschaufel (9), welche einem heißen Gasstrom aussetzbar ist, welche eine Saugseite (10) und eine Druckseite (11) aufweist und welche ein Substrat (1) mit zumindest einem Innenraum (5) sowie vielen von dem Innenraum (5) aus dem Substrat (1) herausführenden Bohrungen (3, 4) aufweist und zumindest teilweise an der Saugseite (10) und/oder der Druckseite (11) von einem WärmedämmschichtSystem (2) bedeckt ist, dadurch gekennzeichnet, daß zumindest eine der Bohrungen (3) von dem WärmedämmschichtSystem (2) verschlossen und zumindest eine weitere Bohrung (4) zum Ausströmen von Kühlfluid zur Ausbildung einer Filmkühlung des Wärmedämmschichtsystems (2) geöffnet ist.1. turbine blade (9) which can be exposed to a hot gas flow, which has a suction side (10) and a pressure side (11) and which has a substrate (1) with at least one interior (5) and many from the interior (5) bores (3, 4) leading out of the substrate (1) and at least partially covered on the suction side (10) and / or the pressure side (11) by a thermal barrier coating system (2), characterized in that at least one of the bores (3) closed by the thermal barrier coating system (2) and at least one further bore (4) for the outflow of cooling fluid to form film cooling of the thermal barrier coating system (2) is open.
2. Turbinenschaufel (9) nach Anspruch 1, bei dem die weitere Bohrungen (4) durch das Wärmedämmschichtsystem (2) hindurch führt .2. Turbine blade (9) according to claim 1, wherein the further bores (4) through the thermal insulation layer system (2).
3. Turbinenschaufel (9) nach Anspruch 1 oder 2, welche mehrere nicht verschlossene Bohrungen (4) aufweist, welche derart angeordnet sind, daß das Substrat (1) bei Umströmung mit dem heißen Gasstrom und bei Zuführung des Kühlfluids zu dem Innenraum (5) , welches durch die nicht verschlossenen Bohrun- gen (4) in den Gasstrom abgeführt wird, gleichmäßig gekühlt wird.3. Turbine blade (9) according to claim 1 or 2, which has a plurality of unclosed bores (4) which are arranged such that the substrate (1) when flowing around with the hot gas stream and when the cooling fluid is supplied to the interior (5) which is discharged into the gas flow through the unclosed bores (4) is cooled uniformly.
4. Turbinenschaufel (9) nach einem der vorigen Ansprüche, bei der die Bohrungen (3, 4) derart angeordnet sind, daß das Substrat (1) bei Umströmung mit dem Gasstrom gleichmäßig gekühlt wird, falls das Wärmedämmschichtsystem (2) die verschlossene Bohrung (3) freigibt, wenn dem Innenraum (5) ein durch die Bohrungen (3, 4) in den Gasstrom abgeführtes Kühlfluid zugeführt wird.4. Turbine blade (9) according to one of the preceding claims, in which the bores (3, 4) are arranged in such a way that the substrate (1) is evenly cooled when the gas stream flows around it, if the thermal insulation layer system (2) seals the closed bore ( 3) releases when a cooling fluid discharged through the bores (3, 4) into the gas flow is supplied to the interior (5).
5. Turbinenschaufel (9) nach einem der vorigen Ansprüche, bei der das Substrat (1) aus einer Superlegierung besteht. 5. Turbine blade (9) according to one of the preceding claims, in which the substrate (1) consists of a superalloy.
6. Turbinenschaufel (9) nach einem der vorigen Ansprüche, bei der das WärmedämmschichtSystem (2) eine auf dem Substrat (1) aufliegende metallische Haftschicht (7) und eine auf der Haftschicht (7) aufliegende keramische Wärmedämmschicht (8) umfaßt .6. Turbine blade (9) according to one of the preceding claims, in which the thermal barrier coating system (2) comprises a metallic adhesive layer (7) resting on the substrate (1) and a ceramic thermal barrier coating (8) resting on the adhesive layer (7).
7. Turbinenschaufel (9) nach Anspruch 6, bei dem die Haftschicht (7) aus einer gegen Korrosion und Oxidation bei hohen Temperaturen resistenten Legierung besteht, insbesondere einer Legierung des Typs MCrAlY.7. turbine blade (9) according to claim 6, wherein the adhesive layer (7) consists of an alloy resistant to corrosion and oxidation at high temperatures, in particular an alloy of the type MCrAlY.
8. Turbinenschaufel (9) nach Anspruch 6 oder 7, bei der die Wärmedämmschicht (8) aus einem stabilisierten oder teilstabi- lisierten Zirkonoxid besteht.8. turbine blade (9) according to claim 6 or 7, wherein the thermal barrier coating (8) consists of a stabilized or partially stabilized zirconium oxide.
9. Turbinenschaufel (9) nach einem der Ansprüche 6 bis 8, die eine Schaufelvorderkante (6) aufweist, welche Kante (6) mit der Haftschicht (7) beschichtet ist und eine Mehrzahl nach außen geöffneter Bohrungen (4) aufweist.9. turbine blade (9) according to one of claims 6 to 8, which has a blade leading edge (6), which edge (6) is coated with the adhesive layer (7) and has a plurality of bores (4) open to the outside.
10. Turbinenschaufel (9) nach einem der vorigen Ansprüche, welche als Gasturbinen-Leitschaufei oder Gasturbinen-Lauf- schaufei ausgebildet ist. 10. Turbine blade (9) according to one of the preceding claims, which is designed as a gas turbine guide vane or gas turbine rotor blade.
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