EP1126136B1 - Turbine blade with air cooled tip shroud - Google Patents
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- EP1126136B1 EP1126136B1 EP00810966A EP00810966A EP1126136B1 EP 1126136 B1 EP1126136 B1 EP 1126136B1 EP 00810966 A EP00810966 A EP 00810966A EP 00810966 A EP00810966 A EP 00810966A EP 1126136 B1 EP1126136 B1 EP 1126136B1
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- 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
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- F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
- F01D5/12—Blades
- F01D5/22—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations
- F01D5/225—Blade-to-blade connections, e.g. for damping vibrations by shrouding
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- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
- F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
- F05D2240/00—Components
- F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
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- F05D2250/00—Geometry
- F05D2250/10—Two-dimensional
- F05D2250/14—Two-dimensional elliptical
- F05D2250/141—Two-dimensional elliptical circular
Definitions
- the present invention relates to the field of gas turbines. It relates to an air-cooled turbine blade according to the preamble of claim 1.
- Such a turbine blade is e.g. from US Pat. No. 5,482,435 or US Pat. No. 5,785,496.
- the known cooling holes occupy comparatively little space within the shroud element. Since a certain minimum thickness of the shroud element is required for introducing the holes in the shroud element, and this or an even greater thickness of the shroud element is maintained in the area outside the holes, there is an unfavorably small ratio of flow-through shroud volume to not Wegströmtem shroud volume. This has the consequence that the cooling of the shroud element is not optimal, and that the shroud element is relatively heavy due to the large proportion of solid material and is therefore exposed to high mechanical stresses during operation due to centrifugal forces.
- EP-A-1 013 884 discloses a turbine blade with actively cooled shroud element, in which cooling holes in the shroud element run approximately parallel to the direction of movement of the blade tip from inside to outside and open into a recess open towards the outside in front of the outer edge.
- DE-A-196 01 819 discloses transverse to the direction of movement of the blade extending cooling holes, which branch off from longitudinal distribution channels and open at the ends in the outer space.
- JP-A-03 194101 shows shroud elements with wide, slot-shaped. Cooling channels in which distributed posts are arranged.
- JP-A-58 047104 discloses shroud elements with cooling holes extending in the direction of movement of the blade tip, which open directly into the outer space in the direction of the bore.
- JP-A-08 028303 discloses shroud elements with cooling bores extending in the direction of movement of the blade tip, which open at the ends individually vertically upwards into the outer space.
- US-A-3 433 015 shows cooled shrouds with restriction sites between the blade tip and the discharge ports.
- EP-A-0 927 814 discloses oblique cooling holes in the shroud element.
- the object is solved by the entirety of the features of claim 1.
- the core of the invention is to design the cooling fluid-carrying cavities in the interior of the shroud element in coordination with the shroud element in shape and dimension so that the volume flowed through by the cooling fluid occupies a high proportion of the total volume of the shroud element. In this way, the weight of the shroud element can be significantly reduced with very efficient cooling.
- the turbine blade according to the invention is characterized in that the cavities comprise cooling bores extending in the direction of movement of the blade tip, that the cooling bores are thwarted by a plurality of transverse bores, and that the transverse bores to the outside space are shut off by closed ends.
- This configuration of intersecting cooling holes is geometrically similar to the previously mentioned wide distributed pin arrangement slots. Again, the solid material of the shroud element is significantly reduced and thus saved weight at greatly improved heat transfer.
- the intersecting cooling holes can be relatively easily introduced into the shroud element by conventional means. Cooling technology particularly favorable cooling holes can be achieved if the cooling holes and the cross holes are made by means of the so-called "STEM drilling" process.
- a turbine blade is shown in plan view from above.
- the turbine blade 10 comprises the actual blade profile 23 (which extends perpendicular to the plane of the drawing) and a shroud element 11 arranged transversely thereto on the blade tip, which together with the shroud elements of the other blades (not shown) results in a continuous, annular, mechanically stabilizing shroud.
- the airfoil 23 is internally hollow and is traversed by one or more cooling air channels 18 (indicated by dashed lines in Fig. 1) which direct cooling air from the blade root to the blade tip (see, e.g., Fig. 2 of US-A-5,482,435).
- the shroud element 11 has on its upper side (22 in FIG. 2) two ribs 12 and 13 extending parallel in the direction of movement of the blade tip, which together with the opposite housing wall 20 of the gas turbine form a cavity 21 connected by gaps with the surroundings (FIG. 2).
- cooling bores 16, 16 'and 17, 17' (dashed lines in Fig. 1 and 2), starting from the center to the outside.
- the cooling holes may be of uniform shape, but may also be configured differently.
- the cooling bores 16, 17 are designed as bores with a largely constant diameter, while the cooling bores 16 ', 17' are designed as diffusers with a cross-section widening in the direction of flow.
- the cooling bores 16, 16 'and 17, 17' are on the input side with the cooling air channel 18 in connection and are supplied by this with cooling air (or other cooling fluid).
- the cooling holes 16, 17 do not extend entirely to the lateral end or edge of the shroud element 11, but each open from the side in an elongated, from the top into the shroud element 11 recessed recess 14 or 15. This ensures that the cooling air always passes through the cooling holes, even if two (adjacent) shroud elements in mechanical Standing in contact.
- each of the cooling bores 16, 16 'and 17, 17' can also be associated with a separate depression.
- blowing out the cooling air leads upward to a "blowing" of the cavity 21 in the shroud (FIG. 2).
- This leads to an increase in the pressure in the gap between shroud element 11 and housing wall 20 and thus contributes to a reduction of the penetrating mass flow of hot gas 24 at.
- the mixing temperature is lowered in this area, whereby the thermal load of the shroud element 11 is reduced from the top 22 ago.
- the cooling bores 16, 16 'and 17, 17' preferably on the input side, i. in the region of the cooling air supply to the profile 23, each equipped with a throttle point 19. This makes it possible to selectively limit the cooling air mass flow and to obtain a much more efficient cooling.
- FIGS. 3 and 4 An alternative form of weight reduction is shown in FIGS. 3 and 4.
- a wide slot 25 and 26 is provided in the interior of the shroud element 11 instead of a plurality of cooling holes on both sides of the blade profile, which extends from the central cooling air channel 18 to the lateral recesses 14 and 15 and opens there.
- the slots 25, 26 lead because of their continuous width to a significant weight reduction and ensure over the entire width evenly distributed cooling
- each throttle 19 or 19 ' may be provided to limit the cooling air mass flow, the throttle points each at the input side (throttle points 19) and / or the output side (throttling points 19 ') of the slots 25, 26 are positioned.
- the cooling through the slots 25, 26 can be further increased in its effect, if a distributed arrangement (an "array") of pins 27 is provided as means for improving the heat transfer in the slots.
- the pins 7 increase the turbulence of the cooling air flow and provide additional surfaces for heat transfer. In addition, they act mechanically stabilizing as they pass in the slots from wall to wall.
- the number and arrangement of the pins in the "array" can be changed as part of optimizing the cooling effect.
- FIG. 5 and 6 An embodiment of the inventive method of weight reduction is shown in Fig. 5 and 6.
- a "matrix" of parallel cooling holes 16, 17 (drilling axis 29) and these crossing transverse bores 28 (drilling axis 30) generated in their effect in terms of weight reduction and cooling comparable to the pin-occupied slots of Fig. 3 and 4 is.
- the cooling holes 16, 17 and the transverse bores 28 are preferably made by the so-called "STEM drilling" method, which is described in detail in US-A-5,306,401, as are the cooling holes in Figs. This makes it possible (by changing the feed) to provide the cooling bores 16, 17 and transverse bores 28 with internal roughness such as turbulators or ribs.
- the cooling holes 16, 17 and transverse holes 28 are to the side by after drilling locked ends 31 and 32 shut off.
- the cooling bores 16, 17 also have here preferably throttle points 19 and open into laterally arranged, upwardly open recesses 14, 15th
Description
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Gasturbinen. Sie betrifft eine luftgekühlte Turbinenschaufel gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The present invention relates to the field of gas turbines. It relates to an air-cooled turbine blade according to the preamble of claim 1.
Eine solche Turbinenschaufel ist z.B. aus der Druckschrift US-A-5,482,435 oder der US-A-5,785,496 bekannt.Such a turbine blade is e.g. from US Pat. No. 5,482,435 or US Pat. No. 5,785,496.
Moderne Gasturbinen arbeiten bei extrem hohen Temperaturen. Dies bedingt eine intensive Kühlung der Turbinenschaufeln, die heutzutage in modernen Gasturbinen eingesetzt werden. Hierbei ist es meist besonders schwierig, die exponierten Bereiche der Schaufeln gut zu kühlen. Einer dieser Bereiche ist das Deckband bzw. Deckbandelement der Schaufel. Eine Möglichkeit, das Deckbandelement zu kühlen, ist in der eingangs genannten Druckschrift US-A-5,785,496 beschrieben worden. Dort wird vorgeschlagen (siehe die dortigen Fig. 1A und 1B), das Deckbandelement durch eine Reihe paralleler Kühlbohrungen zu kühlen, die sich von der (zentralen) Laufschaufel durch das Deckbandelement hindurch zur äusseren Kante des Deckbandelementes erstrecken und dort in den Aussenraum münden. In der US-A-5,482,435 sind zu demselben Zweck nur zwei in entgegengesetzte Richtungen laufende Bohrungen vorgesehen.Modern gas turbines operate at extremely high temperatures. This requires intensive cooling of the turbine blades, which today in modern gas turbines be used. In this case, it is usually particularly difficult to cool well the exposed areas of the blades. One of these areas is the shroud or shroud element of the blade. One way to cool the shroud element has been described in the aforementioned document US-A-5,785,496. There is proposed (see Figures 1A and 1B there) to cool the shroud element by a series of parallel cooling holes extending from the (central) blade through the shroud element to the outer edge of the shroud element and there open into the outside space. In US-A-5,482,435, only two bores running in opposite directions are provided for the same purpose.
Diese bekannten Lösungen haben allerdings Nachteile: Die bekannten Kühlbohrungen nehmen innerhalb des Deckbandelementes vergleichsweise wenig Platz ein. Da zum Einbringen der Bohrungen im Deckbandelement eine bestimmte Mindestdicke des Deckbandelementes benötigt wird, und diese oder eine noch grössere Dicke des Deckbandelementes auch im Bereich ausserhalb der Bohrungen beibehalten wird, ergibt sich ein ungünstig kleines Verhältnis von durchströmtem Deckbandvolumen zu nicht durchströmtem Deckbandvolumen. Dies hat zur Folge, dass die Kühlung des Deckbandelementes nicht optimal ist, und dass das Deckbandelement aufgrund des grossen Anteils an Vollmaterial vergleichsweise schwer ist und damit während des Betriebes aufgrund der Zentrifugalkräfte hohen mechanischen Belastungen ausgesetzt ist.However, these known solutions have disadvantages: The known cooling holes occupy comparatively little space within the shroud element. Since a certain minimum thickness of the shroud element is required for introducing the holes in the shroud element, and this or an even greater thickness of the shroud element is maintained in the area outside the holes, there is an unfavorably small ratio of flow-through shroud volume to not durchströmtem shroud volume. This has the consequence that the cooling of the shroud element is not optimal, and that the shroud element is relatively heavy due to the large proportion of solid material and is therefore exposed to high mechanical stresses during operation due to centrifugal forces.
Zur Lösung dieses Problems ist bereits vorgeschlagen worden (GB-A-2,290,833), auf im Inneren des Deckbandelementes verlaufende Kühlbohrungen praktisch ganz zu verzichten und statt dessen Kühlluft nach Art einer Filmkühlung aus einem Verteilkanal über eine Reihe von kleinen Oeffnungen auf die Oberseite des Deckbandelementes ausströmen zu lassen, um ein dünneres und leichteres Deckbandelement zu ermöglichen. Problematisch ist dabei jedoch, dass die Effektivität dieser Oberflächen-Filmkühlung des Deckbandelementes stark von den auf der Oberseite des Deckbandelementes herrschenden Strömungsverhältnissen abhängt und damit nur schwer für die verschiedenen Betriebszustände optimiert werden kann.To solve this problem has already been proposed (GB-A-2,290,833) to dispense practically completely on the inside of the shroud element cooling bores and instead emit cooling air in the manner of a film cooling from a distribution channel via a series of small openings on the top of the shroud element to allow for a thinner and lighter shroud element. The problem is, however, that the effectiveness of this surface film cooling of the shroud element strongly on the prevailing on the top of the shroud element flow conditions dependent and thus difficult to optimize for the various operating conditions.
Die EP-A-1 013 884 offenbart eine Turbinenschaufel mit aktiv gekühltem Deckbandelement, bei der Kühlbohrungen in dem Deckbandelement annähernd parallel zur Bewegungsrichtung der Schaufelspitze von innen nach aussen verlaufen und vor dem äusseren Rand in eine zum Aussenraum hin offene Vertiefung münden.EP-A-1 013 884 discloses a turbine blade with actively cooled shroud element, in which cooling holes in the shroud element run approximately parallel to the direction of movement of the blade tip from inside to outside and open into a recess open towards the outside in front of the outer edge.
Die DE-A-196 01 819 offenbart quer zur Bewegungsrichtung der Schaufel verlaufende Kühlbohrungen, die von längslaufenden Verteilkanälen abzweigen und an den Enden in den Aussenraum münden.DE-A-196 01 819 discloses transverse to the direction of movement of the blade extending cooling holes, which branch off from longitudinal distribution channels and open at the ends in the outer space.
Die JP-A-03 194101 zeigt Deckbandelemente mit breiten, schlitzförmigen . Kühlkanälen, in denen verteilt Pfosten angeordnet sind.JP-A-03 194101 shows shroud elements with wide, slot-shaped. Cooling channels in which distributed posts are arranged.
Die JP-A-58 047104 offenbart Deckbandelemente mit in Bewegungsrichtung der Schaufelspitze verlaufenden Kühlbohrungen, die in Bohrungsrichtung direkt in den Aussenraum münden.JP-A-58 047104 discloses shroud elements with cooling holes extending in the direction of movement of the blade tip, which open directly into the outer space in the direction of the bore.
Die JP-A-08 028303 offenbart Deckbandelemente mit in Bewegungsrichtung der Schaufelspitze verlaufenden Kühlbohrungen, die an den Enden einzeln senkrecht nach oben in den Aussenraum münden.JP-A-08 028303 discloses shroud elements with cooling bores extending in the direction of movement of the blade tip, which open at the ends individually vertically upwards into the outer space.
Die US-A-3 433 015 zeigt gekühlte Deckbänder mit Drosselstellen zwischen der Schaufelspitze und den Ausströmöffnungen.US-A-3 433 015 shows cooled shrouds with restriction sites between the blade tip and the discharge ports.
Die EP-A-0 927 814 offenbart schräg verlaufende Kühlbohrungen im Deckbandelement.EP-A-0 927 814 discloses oblique cooling holes in the shroud element.
Aus der US-A-5 306 401 ist es schliesslich bekannt, Kühlbohrungen in Schaufelelementen durch den sogenannten "STEM-drilling"-Prozess herzustellen.Finally, it is known from US Pat. No. 5,306,401 to produce cooling bores in blade elements by the so-called "STEM-drilling" process.
Es ist daher Aufgabe der Erfindung, eine Turbinenschaufel mit luftgekühltem Deckbandelement zu schaffen, bei welcher die genannten Nachteile auf einfache Weise vermieden werden können, und die sich insbesondere bei deutlicher Gewichtsreduzierung des Deckbandelementes durch eine wirksame Kühlung des Deckbandelementes auszeichnet.It is therefore an object of the invention to provide a turbine blade with air-cooled shroud element, in which the disadvantages mentioned can be avoided in a simple manner, and which is characterized in particular with significant weight reduction of the shroud element by effective cooling of the shroud element.
Die Aufgabe wird durch die Gesamtheit der Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Kern der Erfindung ist es, die das Kühlfluid führenden Hohlräume im Inneren des Deckbandelementes in Abstimmung mit dem Deckbandelement in Form und Abmessung so auszugestalten, dass das vom Kühlfluid durchströmte Volumen einen hohen Anteil am Gesamtvolumen des Deckbandelementes einnimmt. Hierdurch kann bei gleichzeitig sehr effizienter Kühlung das Gewicht des Deckbandelementes erheblich reduziert werden.The object is solved by the entirety of the features of claim 1. The core of the invention is to design the cooling fluid-carrying cavities in the interior of the shroud element in coordination with the shroud element in shape and dimension so that the volume flowed through by the cooling fluid occupies a high proportion of the total volume of the shroud element. In this way, the weight of the shroud element can be significantly reduced with very efficient cooling.
Die erfindungsgemässe Turbinenschaufel zeichnet sich dadurch aus, dass die Hohlräume sich in Bewegungsrichtung der Schaufelspitze erstreckende Kühlbohrungen umfassen, dass die Kühlbohrungen von einer Mehrzahl von Querbohrungen durchkreuzt werden, und dass die Querbohrungen zum Aussenraum hin durch verschlossene Enden abgesperrt sind. Diese Konfiguration der sich kreuzenden Kühlbohrungen ist von der Geometrie her vergleichbar zu den vorher erwähnten breiten Schlitzen mit verteilter Pin-Anordnung. Auch hier wird bei stark verbessertem Wärmeübergang das Vollmaterial des Deckbandelementes massgeblich reduziert und somit Gewicht eingespart. Die sich kreuzenden Kühlbohrungen lassen sich mit herkömmlichen Mitteln vergleichsweise leicht in das Deckbandelement einbringen. Kühlungstechnisch besonders günstige Kühlbohrungen lassen sich erreichen, wenn die Kühlbohrungen und die Querbohrungen mittels des sogenannten "STEM drilling"-Prozesses hergestellt sind.The turbine blade according to the invention is characterized in that the cavities comprise cooling bores extending in the direction of movement of the blade tip, that the cooling bores are thwarted by a plurality of transverse bores, and that the transverse bores to the outside space are shut off by closed ends. This configuration of intersecting cooling holes is geometrically similar to the previously mentioned wide distributed pin arrangement slots. Again, the solid material of the shroud element is significantly reduced and thus saved weight at greatly improved heat transfer. The intersecting cooling holes can be relatively easily introduced into the shroud element by conventional means. Cooling technology particularly favorable cooling holes can be achieved if the cooling holes and the cross holes are made by means of the so-called "STEM drilling" process.
Weitere Ausführungsformen ergeben sich aus den abhängigen Ansprüchen.Further embodiments emerge from the dependent claims.
Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert werden. Es zeigen
- Fig. 1
- in der Draufsicht von oben eine Turbinenschaufel mit den (gestrichelt angedeuteten) tunnelförmigen Kühlbohrungen im Deckbandelement;
- Fig. 2
- von der Seite her gesehen die Spitze der Turbinenschaufel nach Fig. 1 innerhalb der Gasturbine mit der gegenüberliegenden Gehäusewand;
- Fig. 3
- in einer zu Fig. 1 vergleichbaren Darstellung eine Turbinenschaufel mit breiten Schlitzen und einer regelmässigen Anordnung von Pins in den Schlitzen;
- Fig. 4
- in einer zu Fig. 2 vergleichbaren Darstellung die Seitenansicht der Schaufel nach Fig. 3;
- Fig. 5
- in einer zu Fig. 1 vergleichbaren Darstellung ein bevorzugtes Ausführungsbeispiel der Erfindung mit sich kreuzenden Kühlbohrungen und Querbohrungen; und
- Fig. 6
- in einer zu Fig. 2 vergleichbaren Darstellung die Seitenansicht der Schaufel nach Fig. 5.
- Fig. 1
- in plan view from above a turbine blade with the (dashed lines indicated) tunnel-shaped cooling holes in the shroud element;
- Fig. 2
- seen from the side of the tip of the turbine blade of Figure 1 within the gas turbine with the opposite housing wall.
- Fig. 3
- in a representation comparable to Figure 1, a turbine blade with wide slots and a regular array of pins in the slots.
- Fig. 4
- in a comparable to Figure 2 representation of the side view of the blade according to Fig. 3;
- Fig. 5
- in a comparable to Figure 1 representation of a preferred embodiment of the invention with intersecting cooling holes and cross holes. and
- Fig. 6
- in a representation comparable to FIG. 2, the side view of the blade according to FIG. 5.
In Fig. 1 ist in der Draufsicht von oben eine Turbinenschaufel dargestellt. Die Turbinenschaufel 10 umfasst das eigentliche (senkrecht zur Zeichenebene sich erstreckende) Schaufelprofil 23 und ein quer dazu an der Schaufelspitze angeordnetes Deckbandelement 11, welches zusammen mit den Deckbandelementen der anderen (nicht gezeigten) Schaufeln ein durchgehendes, ringförmiges, mechanisch stabilisierendes Deckband ergibt. Das Schaufelprofil 23 ist im Inneren teilweise hohl und von einem oder mehreren Kühlluftkanälen 18 (in Fig. 1 gestrichelt angedeutet) durchzogen, die Kühlluft vom Schaufelfuss bis in die Schaufelspitze leiten (siehe z.B. Fig. 2 der US-A-5,482,435). Das Deckbandelement 11 hat auf seiner Oberseite (22 in Fig. 2) zwei parallel in Bewegungsrichtung der Schaufelspitze verlaufende Rippen 12 und 13, die zusammen mit der gegenüberliegenden Gehäusewand 20 der Gasturbine eine durch Spalte mit der Umgebung verbundene Kavität 21 bilden (Fig. 2).In Fig. 1, a turbine blade is shown in plan view from above. The
Im Inneren des Deckbandelementes 11 verlaufen zwischen und im wesentlichen parallel zu den Rippen 12, 13 mehrere Kühlbohrungen 16, 16' und 17, 17' (in Fig. 1 und 2 gestrichelt eingezeichnet) von der Mitte ausgehend nach aussen. Die Kühlbohrungen können von einheitlicher Gestalt sein, können aber auch unterschiedlich ausgestaltet sein. Im Ausführungsbeispiel der Fig. 1 und 2 sind die Kühlbohrungen 16, 17 als Bohrungen mit weitgehend konstantem Durchmesser ausgelegt, während die Kühlbohrungen 16', 17' als Diffusoren mit sich in Strömungsrichtung erweiterndem Querschnitt ausgebildet sind.Inside the
Die Kühlbohrungen 16, 16' und 17, 17' stehen eingangsseitig mit dem Kühlluftkanal 18 in Verbindung und werden von diesem mit Kühlluft (oder einem anderen Kühlfluid) versorgt. Wie aus Fig. 1 zu entnehmen ist, erstrecken sich die Kühlbohrungen 16, 17 nicht ganz bis zum seitlichen Ende bzw. Rand des Deckbandelementes 11, sondern münden jeweils von der Seite her in eine längliche, von der Oberseite her in das Deckbandelement 11 eingelassen Vertiefung 14 bzw. 15. Dadurch ist gewährleistet, dass die Kühlluft immer durch die Kühlbohrungen hindurchtritt, auch wenn zwei (benachbarte) Deckbandelemente in mechanischem Kontakt stehen. Es versteht sich von selbst, dass anstelle der durchgehenden Vertiefungen 14, 15 auch jede der Kühlbohrungen 16, 16' und 17, 17' für sich genommen mit einer separaten Vertiefung in Verbindung stehen kann. Weiterhin ist es auch denkbar, die Kühlbohrungen 16, 16' und 17, 17' leicht schräg und von einer Parallelität untereinander abweichend verlaufen zu lassen, wenn es zur Optimierung der Kühlung über die gesamte Fläche des Deckbandelementes 11 nötig ist.The cooling bores 16, 16 'and 17, 17' are on the input side with the cooling
Weiterhin führt ein Ausblasen der Kühlluft nach oben zu einem "Aufblasen" der Kavität 21 im Deckband (Fig. 2). Dies führt zu einer Erhöhung des Druckes im Spalt zwischen Deckbandelement 11 und Gehäusewand 20 und trägt damit zu einer Verkleinerung des eindringenden Massenstromes an Heissgas 24 bei. Weiterhin wird natürlich auch die Mischtemperatur in diesem Bereich abgesenkt, wodurch die thermische Belastung des Deckbandelementes 11 von der Oberseite 22 her verringert wird. Weiterhin ist es vorteilhaft, die Kühlbohrungen 16, 16' und 17, 17' vorzugsweise eingangsseitig, d.h. im Bereich der Kühlluftversorgung am Profil 23, jeweils mit einer Drosselstelle 19 auszustatten. Dadurch wird es möglich, den Kühlluftmassenstrom gezielt zu begrenzen und eine deutlich effizientere Kühlung zu erhalten.Furthermore, blowing out the cooling air leads upward to a "blowing" of the
Entscheidend für die Reduktion des Gewichtes des Deckbandelementes 11 ist beim Beispiel der Fig. 1 und 2 jedoch, dass die Kühlbohrungen 16, 16' und 17, 17' tunnelförmig ausgebildet sind. Das bedeutet, dass - wie in der Seitenansicht von Fig. 2 deutlich zu sehen ist - die Dicke des Deckbandelementes 11 ausserhalb der Kühlbohrungen 16, 16'; 17, 17' reduziert ist. Hierdurch kann beim Deckbandelement erheblich an Material und damit an Gewicht eingespart werden. Gleichzeitig reduziert sich das zu kühlende Materialvolumen. Schliesslich bilden die tunnelförmigen Kühlbohrungen 16, 16' und 17, 17' auf der Oberseite des Deckbandelementes rippenförmige Erhebungen, die massgeblich zu einer Erhöhung der mechanischen Steifigkeit des Deckbandelementes 11 beitragen.Decisive for the reduction of the weight of the
Eine alternative Form der Gewichtsreduktion ist in Fig. 3 und 4 wiedergegeben. Hier ist im Inneren des Deckbandelementes 11 anstelle einer Vielzahl von Kühlbohrungen zu beiden Seiten des Schaufelprofils jeweils ein breiter Schlitz 25 bzw. 26 vorgesehen, der sich jeweils vom zentralen Kühlluftkanal 18 bis zu den seitlichen Vertiefungen 14 bzw. 15 erstreckt und dort mündet. Die Schlitze 25, 26 führen wegen ihrer durchgehenden Breite zu einer erheblichen Gewichtsreduktion und gewährleisten eine über die gesamte Breite gleichmässig verteilte Kühlung Auch hier können jeweils Drosselstellen 19 bzw. 19' zur Begrenzung des Kühlluftmassenstromes vorgesehen sein, wobei die Drosselstellen jeweils an der Eingangsseite (Drosselstellen 19) und/oder der Ausgangsseite (Drosselstellen 19') der Schlitze 25, 26 positioniert sind. Die Kühlung durch die Schlitze 25, 26 kann in ihrer Wirkung weiter erhöht werden, wenn als Mittel zur Verbesserung des Wärmeübergangs in den Schlitzen eine verteilte Anordnung (einen "array") von Pins 27 vorgesehen wird. Die Pins 7 erhöhen die Turbulenz der Kühlluftströmung und stellen zusätzliche Flächen für den Wärmeübergang dar. Darüber hinaus wirken sie mechanisch stabilisierend, wenn sie in den Schlitzen von Wand zu Wand reichen. Zahl und Anordnung der Pins im "array" können im Rahmen einer Optimierung der Kühlwirkung verändert werden.An alternative form of weight reduction is shown in FIGS. 3 and 4. Here, a
Ein Ausführungsbeispiel für die erfindungsgemässe Art der Gewichtsreduktion ist in Fig. 5 und 6 dargestellt. Hier wird im Deckbandelement 11 eine "Matrix" aus parallelen Kühlbohrungen 16, 17 (Bohrachse 29) und diese kreuzenden Querbohrungen 28 (Bohrachse 30) erzeugt, die in ihrer Wirkung hinsichtlich Gewichtsreduktion und Kühlung vergleichbar mit den Pin-besetzten Schlitzen der Fig. 3 und 4 ist. Die Kühlbohrungen 16, 17 und die Querbohrungen 28 werden - wie auch die Kühlbohrungen in Fig. 1 und 2 - vorzugsweise mit dem sogenannten "STEM drilling"-Verfahren hergestellt, das in der US-A-5,306,401 in allen Einzelheiten beschrieben ist. Dadurch ist es (durch Veränderung des Vorschubs) möglich, die Kühlbohrungen 16, 17 und Querbohrungen 28 mit internen Rauhigkeiten wie z.B. Turbulatoren oder Rippen zu versehen. Dies führt zu einer deutlich effizienteren Kühlung, weil die Form der Kühlbohrung optimiert werden kann. Die Kühlbohrungen 16, 17 und Querbohrungen 28 werden zur Seite hin durch nach dem Bohren verschlossene Enden 31 bzw. 32 abgesperrt. Die Kühlbohrungen 16, 17 haben auch hier vorzugsweise Drosselstellen 19 und münden in seitlich angeordnete, nach oben offene Vertiefungen 14, 15.An embodiment of the inventive method of weight reduction is shown in Fig. 5 and 6. Here, in the
- 1010
- Turbinenschaufelturbine blade
- 1111
- DeckbandelementShroud element
- 12,1312.13
- Ripperib
- 14,1514.15
- Vertiefungdeepening
- 16,16',17,17'16.16 '17.17'
- Kühlbohrungcooling hole
- 1818
- KühlluftkanalCooling air duct
- 19,19'19.19 '
- Drosselstellerestriction
- 2020
- Gehäusewandhousing wall
- 2121
- Kavitätcavity
- 2222
- Oberseite (Deckbandelement)Top side (shroud element)
- 2323
- Schaufelprofilblade profile
- 2424
- Heissgashot gas
- 25,2625.26
- Schlitzslot
- 2727
- PinPin code
- 2828
- Querbohrungcross hole
- 29,3029.30
- Bohrachsedrilling axis
- 31,3231.32
- verschlossenes Endeclosed end
Claims (6)
- Air-cooled turbine blade (10) which has a shroud-band element (11) at the blade tip, the shroud-band element (11) extending transversely to the blade longitudinal axis, hollow spaces (16, 16', 17, 17'; 25, 26; 28) for cooling being provided in the interior of the shroud-band element (11), which hollow spaces (16, 16', 17, 17'; 25, 26; 28) are connected on the inlet side to at least one cooling-air passage (18) passing through the turbine blade (10) to the blade tip and open on the outlet side into the exterior space surrounding the turbine blade (10), the hollow spaces (16, 16', 17, 17'; 25, 26; 28) and the shroud-band element (11) being matched to one another in shape and dimensions in order to reduce the weight of the shroud-band element (11) the hollow spaces comprising cooling holes (16, 17) extending in the direction of movement of the blade tip, and a plurality of transverse holes (28) crossing the cooling holes (16, 17), characterized in that the transverse holes (28) are blocked off toward the exterior space by closed ends (32).
- Turbine blade according to Claim 1, characterized in that the cooling holes (16, 17) in each case open upward into the exterior space upstream of the outer margin of the shroud-band element (11).
- Turbine blade according to either of Claims 1 and 2, characterized in that recesses (14, 15) are made in the shroud-band element (11) from the top side, and in that the cooling holes (16, 17) open laterally into the recesses (14, 15).
- Turbine blade according to one of Claims 1 to 3, characterized in that a choke point (19) for limiting the cooling-air mass flow is provided in each of the cooling holes (16, 17), and in that the choke points (19) are each arranged at the inlet side of the cooling holes (16, 17).
- Turbine blade according to one of Claims 1 to 4, characterized in that the cooling holes (16, 16'; 17, 17') and the transverse holes (28) are produced by means of the so-called STEM drilling process.
- Turbine blade according to one of Claims 1 to 5, characterized in that ribs (12, 13) which run parallel to one another and are at a distance apart are provided on the top side of the shroud-band element (11), and these ribs (12, 13) together with the opposite casing wall (20) of the gas turbine form a cavity (21), and in that the hollow spaces (16, 16'; 17, 17') open into the cavity (21).
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