EP1167690A1

EP1167690A1 - Cooling of the trailing edge of a gas turbine airfoil

Info

Publication number: EP1167690A1
Application number: EP00113299A
Authority: EP
Inventors: Peter Tiemann
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 2000-06-21
Filing date: 2000-06-21
Publication date: 2002-01-02

Abstract

The gas turbine blade has a stepped offset (21) parallel to the blade axis and through it pass holes (19) leading from the cavity (12) of the blade to the face (17) of the offset, with the length (B) of the holes being at least half the width (A) of the trailing edge of the blade. The holes may widen in the direction of the trailing edge, especially into an oblong cross section parallel to the trailing edge. The face (25) of the trailing edge facing the pressure face (9) of the blade has ribs (23) along the width of the trailing edge so that a film cooling of this face is achieved by cooling air (27) emerging from the holes.

Description

Die Erfindung betrifft eine kühlbare, hohle Gasturbinenschaufel.The invention relates to a coolable, hollow gas turbine blade.

In der US 5,468,125 ist eine hohle, mittels Kühlluft kühlbare Gasturbinenschaufel offenbart. Die Kühlluft wird in parallel zur Schaufelachse verlaufende Kühlkammern der hohlen Gasturbinenschaufel eingeblasen, wo sie die Kammern durchlaufend von innen die heiße Oberfläche der Gasturbinenschaufel kühlt. Die eintretende, noch nicht aufgeheizte Kühlluft wird zunächst an der Eintrittskante der Gasturbinenschaufel vorbeigeführt, die besonders hohen Temperaturen ausgesetzt ist und daher besonders effizient gekühlt werden muss. Nachdem die Kühlluft auch die anderen Bereiche der Schaufel kühlend durch die Schaufel durchgeführt wurde, verläßt sie diese an der Abströmkante der Schaufel über Bohrungen.In US 5,468,125 is a hollow, coolable by means of cooling air Gas turbine blade disclosed. The cooling air is in parallel Cooling chambers of the hollow gas turbine blade running to the blade axis blown in where they pass through the chambers the hot surface of the gas turbine blade cools from the inside. The entering, not yet heated cooling air is initially passed the leading edge of the gas turbine blade, which is exposed to particularly high temperatures and therefore must be cooled particularly efficiently. after the Cooling air also cools through the other areas of the blade the blade has been carried out, it leaves it at the trailing edge the bucket over holes.

Die EP 0 892 150 A1 offenbart ein Kühlsystem für den Hinterkantenbereich einer hohlen Gasturbinenschaufel. Bei diesem Kühlsystem erstreckt sich vom Schaufelfuß bis zur Schaufelspitze ein längsdurchströmter Kanal, welcher im Bereich des Schaufelblattes von Innenwandungen der Hinter- oder Abströmkante, der Saugseite und der Druckseite, und von einem Steg begrenzt ist. Durch auf den Innenwandungen angebrachte Rippen wird insbesondere auch für den Hinterkantenbereich der Gasturbinenschaufel eine effiziente Kühlung bewirkt.EP 0 892 150 A1 discloses a cooling system for the rear edge area a hollow gas turbine blade. With this The cooling system extends from the blade root to the tip of the blade a longitudinally flowed channel, which in the area of Airfoil of inner walls of the trailing or trailing edge, the suction side and the pressure side, and from a web is limited. Through ribs on the inside walls is used especially for the trailing edge area of the gas turbine blade efficient cooling.

Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Gasturbinenschaufel, die sowohl einen effizient gekühlten Abströmkantenbereich als auch gute aerodynamische Eigenschaften aufweist.The object of the invention is to provide a gas turbine blade, which both have an efficiently cooled trailing edge area as well as having good aerodynamic properties.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe gelöst durch eine entlang einer Schaufelachse gerichtete Gasturbinenschaufel mit einem inneren Hohlraum und mit einem Schaufelblatt, welches eine Saugseite, eine Druckseite, eine Eintrittskante, eine Abströmkante und eine von der Eintrittskante zur Abströmkante führende Profilsehne aufweist, wobei die Abströmkante freistehend als massiv ausgeführte Verlängerung der Saugseite ausgebildet ist und gemessen entlang der Profilsehne eine Abströmkantenbreite aufweist, und wobei die Abströmkante an einer etwa parallel zur Schaufelachse und quer zur Saugseite und Druckseite gerichteten Versatzfläche eines stufenförmigen Versatzes zur Druckseite begrenzt ist, und wobei durch den stufenförmigen Versatz hindurch Bohrungen von dem Hohlraum zur Versatzfläche führen, deren Länge mindestens die Hälfte der Abströmkantenbreite beträgt.According to the invention this object is achieved by a along a gas turbine blade directed with a blade axis inner cavity and with an airfoil, which a Suction side, a pressure side, an inlet edge, a trailing edge and one from the leading edge to the trailing edge has leading chord, the trailing edge free-standing as a massive extension of the suction side is formed and measured along the chord a trailing edge width has, and wherein the trailing edge at a approximately parallel to the blade axis and transverse to the suction side and pressure side facing offset surface of a step-shaped Offset to the print side is limited, and being by the stepped offset through holes from the cavity lead to the offset surface, the length of which is at least half the trailing edge width is.

Die Erfindung geht von der Beobachtung aus, dass übliche Konzepte zur Kühlung der Abströmkante einer Gasturbinenschaufel entweder zu einer aerodynamisch ungünstigen Form führen oder aber eine aufwendige und unflexible Herstellung erfordern. Das erstere Problem ergibt sich bei Abströmkanten, die durch Bohrungen kühlbar sind, die vom inneren Hohlraum der Schaufel zum Ende der Abströmkante führen. Solche Bohrungen erfordern eine Mindestdicke für die Abströmkante, die dementsprechend relativ stumpf endet. Ein solcher stumpfer Abschluß der Gasturbinenschaufel führt zu einem aerodynamisch ungünstigen Verhalten und damit zu einer Wirkungsgradeinbuße. Aerodynamisch günstig sind möglichst schmal endende Abströmkanten. Eine solche schmal endende Abströmkante ist beispielsweise eine freistehende, massive Verlängerung der Saugseite, die an der Druckseite mit einem stufenförmigen Versatz endet. Die Versatzfläche ist dabei etwa entlang der Schaufelachse gerichtet und quer sowohl zur Druckseite als auch zur Saugseite orientiert. Dies führt zu einer schlitzartigen Öffnung des inneren Hohlraums an der Abströmkante. Durch im Schlitz angebrachte Stege wird die Schaufelwand stabilisiert, so dass sich in der Versatzfläche aneinandergereihte Öffnungen ergeben. Aus dem inneren Hohlraum austretende Kühlluft kann nun, insbesondere durch eine Filmkühlung, die Abströmkante kühlen. Nachteiligerweise kann sich bei diesem Konzept je nach Ausdehnung des inneren Hohlraums eine zu große Breite der Abströmkante gemessen von der Versatzfläche zum Ende der Abströmkante, ergeben. Gerade bei gegossenen Turbinenschaufeln müßte der den Hohlraum definierende Gußkern geändert werden, wenn eine andere Kühlung, beispielsweise bei einer erhöhten Turbineneintrittstemperatur, erforderlich ist. Somit ist die Turbinenschaufel einerseits wegen der im Schlitz vorzusehenden stabilisierenden Stege und andererseits wegen der Nachteile beim Anpassen an geänderte Kühlbedingungen in ihrer Herstellung aufwendig.The invention is based on the observation that conventional concepts for cooling the trailing edge of a gas turbine blade either lead to an aerodynamically unfavorable shape or but require a complex and inflexible production. The former problem arises with trailing edges caused by Bores are coolable from the inner cavity of the blade lead to the end of the trailing edge. Such drilling requires a minimum thickness for the trailing edge, accordingly ends relatively blunt. Such a blunt termination of the gas turbine blade leads to an aerodynamically unfavorable Behavior and thus an efficiency loss. aerodynamic trailing edges that end as narrowly as possible are favorable. Such a narrow trailing edge is, for example a free-standing, massive extension of the suction side, the the print side ends with a stepped offset. The The offset surface is directed approximately along the blade axis and across both the pressure side and the suction side oriented. This leads to a slit-like opening of the inner cavity at the trailing edge. By attached in the slot The blade wall is stabilized so that there are openings lined up in the offset area. Cooling air emerging from the inner cavity can now, especially by film cooling to cool the trailing edge. A disadvantage of this concept, depending on the extent of the inner cavity is too wide a trailing edge measured from the offset area to the end of the trailing edge, result. Especially with cast turbine blades the casting core defining the cavity would have to be changed, if a different cooling, for example with an increased Turbine inlet temperature, is required. So that is Turbine blade on the one hand because of those to be provided in the slot stabilizing webs and on the other hand because of the Disadvantages when adapting to changing cooling conditions in their Manufacturing complex.

Erstmalig wird nun mit der Erfindung der Weg eingeschlagen, die genannten Konzepte so miteinander zu kombinieren, dass sowohl hinsichtlich einer unkomplizierten und preiswerten Herstellung als auch hinsichtlich günstiger aerodynamischer Eigenschaften die Vorteile der Konzepte kombiniert werden, ohne dass dabei die Nachteile zum Tragen kämen. Dies wird dadurch erreicht, dass an einer massiven, freistehenden Abströmkante festgehalten wird, die auch wiederum durch austretende Kühlluft filmkühlbar ist. Es wird nunmehr aber ein vergleichsweise ausgedehnter, stufenartiger Versatz vorgesehen, der sich vom inneren Hohlraum bis zur Versatzfläche erstreckt. Durch diesen Versatz führen Bohrungen, durch die mittels vom inneren Hohlraum durch diese Bohrungen strömende Kühlluft bereits eine konvektive Kühlung im Abströmkantenbereich erfolgt. Die aus den Bohrungen austretende Kühlluft kühlt dann mittels einer Filmkühlung die freistehende Abströmkante. Die Abströmkantenbreite kann über die Breite des stufenförmigen Versatzes beliebig eingestellt werden. Andererseits ist man frei von der Ausdehnung des inneren Hohlraums und damit von der genauen Form und Dimension des Gußkerns bei einer gegossenen Turbinenschaufel. Dies wird erreicht durch den die Strecke vom inneren Hohlraum zur Abströmkante überbrückenden stufenförmigen Versatz, durch den die Bohrungen führen. Die aerodynamisch günstige Form der Gasturbinenschaufel wird also durch eine dünne Abströmkante erreicht. Auf der anderen Seite wird durch die flexible Einstellung des stufenförmigen Versatzes die aufwendige Herstellung vermieden und eine flexible Anpassung an geänderte Kühlbedingungen, z.B. durch Form und Durchmesser der Bohrungen, erreicht. Weiterhin ergibt sich eine gegenüber den bei stumpfen Abströmkanten vorliegenden sehr langen Bohrungen weitere Vereinfachung in der Fertigung, da die durch den stufenförmigen Versatz führenden Bohrungen erheblich kürzer und damit einfacher zu fertigen sind.For the first time, the invention is paving the way to combine the concepts mentioned so that both in terms of an uncomplicated and inexpensive Manufacturing as well as more favorable aerodynamic Properties the advantages of the concepts are combined without the disadvantages. This will do so achieved that on a massive, free-standing trailing edge is held, which in turn by exiting Cooling air is film-coolable. But now it becomes a comparative one extensive, step-like offset provided, which extends from the inner cavity to the offset surface. Holes lead through this offset, through which by means of flowing through these holes from the inner cavity Cooling air already has convective cooling in the trailing edge area he follows. The cooling air emerging from the holes then cools the free-standing trailing edge by means of film cooling. The trailing edge width can over the width of the step-like offset can be set as desired. on the other hand one is free from the expansion of the inner cavity and thus of the exact shape and dimension of the cast core with a cast turbine blade. This is accomplished through which the distance from the inner cavity to the trailing edge bridging step-shaped offset through which lead the holes. The aerodynamically favorable form of the Gas turbine blade is therefore through a thin trailing edge reached. On the other hand, the flexible setting the step-like offset the complex manufacture avoided and flexible adaptation to changing cooling conditions, e.g. through the shape and diameter of the holes, reached. Furthermore, there is one compared to that of blunt Trailing edges present very long bores Simplification in production because of the step-shaped Misalignment leading holes significantly shorter and therefore are easier to manufacture.

Vorzugsweise weiten sich die Bohrungen zur Abströmkante hin auf, insbesondere zu einem länglichen, zur Abströmkante parallelen Querschnitt. Diese Aufweitung bewirkt eine Verzögerung der Strömungsgeschwindigkeit der austretenden Kühlluft und führt zu einer verbesserten Filmkühlung der Abströmkante. Die längliche Form bewirkt eine weitere Verbesserung dieser Filmkühlung durch eine fächerartige Aufweitung der Kühlluftströmung.The bores preferably widen towards the trailing edge on, in particular to an elongated, parallel to the trailing edge Cross-section. This expansion causes a delay the flow rate of the exiting cooling air and leads to improved film cooling of the trailing edge. The elongated shape further improves this Film cooling through a fan-like expansion of the cooling air flow.

Bevorzugtermaßen sind auf der der Druckseite zugewandten Fläche der Abströmkante Stege entlang der Abströmkantenbreite so angebracht, dass eine Filmkühlung dieser Fläche durch aus den Bohrungen austretende Kühlluft erreicht wird. Weiter bevorzugt verjüngen sich die Stege vom bohrungsseitigen Ende zum Ende der Abströmkante hin. Die Stege bewirken eine Verzögerung der an der Abströmkante vorbeiströmenden Kühlluft und ermöglichen dadurch eine effiziente Filmkühlung.Preferred are on the surface facing the pressure side the trailing edge webs along the trailing edge width so attached that a film cooling this area through from the Exiting cooling air is reached. More preferred The webs taper from the bore end to End of the trailing edge. The webs cause a delay the cooling air flowing past the trailing edge and thereby enable efficient film cooling.

Bevorzugtermaßen beträgt die Breite der Abströmkante gemessen entlang der Profilsehne zwischen 4 mm und 20 mm, weiter bevorzugt zwischen 8 mm und 15 mm.The width of the trailing edge is preferably measured along the chord between 4 mm and 20 mm, more preferred between 8 mm and 15 mm.

In bevorzugter Ausgestaltung ist die Abströmkante dünner als 3 mm, weiter bevorzugt dünner als 2 mm. Die Abströmkantendicke wird dabei gemessen durch eine im Profilschnitt im Bereich der Versatzfläche angelegte erste Tangente auf der Druckseite und eine zweite Tangente, der ersten Tangente gegenüberliegend, auf der Saugseite. Mit einer weiteren Tangente an das Ende der Abströmkante bilden die erste Tangente und die zweite Tangente Schnittpunkte, die die Abströmkantendicke gemessen entlang der Tangente an das Ende der Abströmkante definieren.In a preferred embodiment, the trailing edge is thinner than 3 mm, more preferably thinner than 2 mm. The trailing edge thickness is measured by a profile cut in the area the first tangent on the offset surface Pressure side and a second tangent, opposite the first tangent, on the suction side. With another tangent at the end of the trailing edge form the first tangent and the second tangent intersection, which is the trailing edge thickness measured along the tangent to the end of the trailing edge define.

Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel gegossen. Gerade bei gegossenen Gasturbinenschaufeln ergeben sich, wie oben ausgeführt, Herstellungsprobleme bei der Fertigung aerodynamisch günstiger Gasturbinenschaufeln. Durch die Kombination einer Kühlung der Abströmkante mittels durch einen stufenförmigen Versatz führender Bohrungen und einer freistehenden, massiven Abströmkante werden diese Probleme vermieden.The gas turbine blade is preferably cast. Especially with cast gas turbine blades result, as explained above, Manufacturing problems in aerodynamic manufacturing cheaper gas turbine blades. By combining one Cooling of the trailing edge by means of a step-shaped Offset leading holes and a free-standing, massive The trailing edge avoids these problems.

Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel als Leitschaufel ausgeführt.The gas turbine blade is preferably a guide blade executed.

Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel als Laufschaufel ausgebildet.The gas turbine blade is preferably a rotor blade educated.

Bevorzugtermaßen ist die Gasturbinenschaufel für eine stationäre Gasturbine ausgelegt, die weiter bevorzugt eine Leistung größer als 10 MW aufweist. Gerade bei solchen großen stationären Gasturbinen, die in einem Kraftwerk zur Energieerzeugung eingesetzt werden, kommt es auf einen hohen Wirkungsgrad an. Somit ist der Einsatz einer Gasturbinenschaufel mit einer dünnen Abströmkante besonders attraktiv. Gleichzeitig bewegt man sich aber mit der Kühlung der Gasturbinenschaufel aufgrund ihrer hohen thermischen Belastung bereits im Bereich des technisch noch Machbaren. Schon geringe Erhöhungen der Turbineneintrittstemperatur machen u.U. eine Anpassung des Kühlkonzepts nötig. Mit dem in der Herstellung flexiblen und aerodynamisch günstigen Kühlsystem für die Gasturbinenschaufel wird somit den Anforderungen gerade für eine große stationäre Gasturbine Rechnung getragen.The gas turbine blade is preferably for a stationary one Gas turbine designed, which further prefers a performance has greater than 10 MW. Especially with such large stationary Gas turbines used in a power plant to generate energy are used, it comes to a high efficiency on. Thus, the use of a gas turbine blade with one thin trailing edge particularly attractive. Moved at the same time but with the cooling of the gas turbine blade due their high thermal load already in the area of what is still technically feasible. Even small increases in Turbine inlet temperature may an adjustment of the Cooling concept necessary. With the flexible and in the production aerodynamically favorable cooling system for the gas turbine blade thus meets the requirements especially for a large stationary Gas turbine taken into account.

Die Erfindung wird anhand eines Ausführungsbeispiels näher erläutert. Es zeigen:

FIG 1: eine schematische, perspektivische Darstellung einer Gasturbinenleitschaufel und
FIG 2: einen Ausschnitt im Abströmkantenbereich der Gasturbinenschaufel aus Figur 1.

The invention is explained in more detail using an exemplary embodiment. Show it:

FIG. 1: is a schematic, perspective view of a gas turbine guide vane and
FIG 2: a section in the trailing edge area of the gas turbine blade from Figure 1.

Gleiche Bezugszeichen haben in den beiden Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference numerals have the same in the two figures Importance.

Figur 1 zeigt eine entlang einer Schaufelachse 3 gerichtete Gasturbinenschaufel 5. Die Gasturbinenschaufel 5 weist ein Schaufelblatt 6 auf, das von einer Saugseite 7 und einer Druckseite 9 gebildet ist. Das Schaufelblatt 6 ist zwischen einer oberen Plattform 10 und einer unteren Plattform 11 begrenzt. Die Plattformen 10, 11 dienen der Begrenzung eines Strömungskanals in einer Gasturbine, in die die Gasturbinenschaufel 5 eingebaut wird. Dabei wird die Gasturbinenschaufel 5 in hohem Maße thermisch belastet. Um dieser Belastung widerstehen zu können, wird die Gasturbinenschaufel 5 durch Kühlluft gekühlt, die in einem inneren Hohlraum 12 geführt wird. Besonders hoch thermisch belastet ist eine Einströmkante 13, die zwischen der Saugseite 7 und der Druckseite 9 stromaufseitig der Gasturbinenschaufel 5 liegt. Thermisch geringer belastet, aber immer noch der Notwendigkeit einer Kühlung unterliegend ist eine Abströmkante 15, die am abströmseitigen Ende des Schaufelblatts 6 liegt. Die Abströmkante 15 ist freistehend massiv ausgeführt und zur Druckseite 9 hin durch eine Versatzfläche 17 begrenzt, die parallel zur Schaufelachse 3 und quer sowohl zur Saugseite 7 als auch zur Druckseite 9 gerichtet ist. In dieser Versatzfläche 17 enden Bohrungen 19, aus denen Kühlluft vom inneren Hohlraum 12 herausströmt. Diese sind anhand von Figur 2 erläutert.Figure 1 shows a directed along a blade axis 3 Gas turbine blade 5. The gas turbine blade 5 has a Airfoil 6 on that of a suction side 7 and one Print page 9 is formed. The airfoil 6 is between an upper platform 10 and a lower platform 11 limited. The platforms 10, 11 serve to limit one Flow channel in a gas turbine in which the gas turbine blade 5 is installed. In doing so, the gas turbine blade 5 highly thermally stressed. To withstand this burden to be able to, the gas turbine blade 5 by Cooled air cooled, which is guided in an inner cavity 12 becomes. An inflow edge is particularly thermally stressed 13 between the suction side 7 and the pressure side 9 is upstream of the gas turbine blade 5. Thermally lower burdened, but still the need for cooling underlying is a trailing edge 15 on the outflow side End of the blade 6 is. The trailing edge 15 is designed as a free-standing solid and towards the pressure side 9 limited by an offset surface 17 which is parallel to the blade axis 3 and across both the suction side 7 and Print page 9 is directed. End in this offset surface 17 Bores 19 from which cooling air flows out of the inner cavity 12. These are explained with reference to Figure 2.

Figur 2 zeigt einen Ausschnitt des Abströmkantenbereichs der Gasturbinenschaufel 5. Vom inneren Hohlraum 12 bis zur Versatzfläche 17 erstreckt sich ein stufenförmiger Versatz 21. In diesem stufenförmigen Versatz 21 verlaufen die Bohrungen 19 im inneren Hohlraum 12 bis zur Versatzfläche 17. Die Länge B der Bohrungen 19 entspricht somit dem Abstand zwischen dem abströmseitigen Ende des Hohlraums 12 bis zur Versatzfläche 17. Diese Länge B der Bohrungen 19 ist mindestens halb so groß wie die Breite A der Abströmkante (15). Diese Breite A wird von der Versatzfläche 17 bis zum Ende der Abströmkante 15 gemessen. Auf einer der Druckseite 9 zugewandten Fläche 25 der Abströmkante 15 sind Stege 23 angeordnet, von denen beispielhaft nur einer gezeigt ist. Diese Stege 23 verjüngen sich in Strömungsrichtung. Sie dienen einer Verzögerung der Strömungsgeschwindigkeit von Kühlluft 27, die aus den Bohrungen 19 austritt. Durch eine solche Verzögerung wird eine Filmkühlung der Abströmkante 15 erzielt. Eine solche Verzögerung bzw. Auffächerung ergibt sich auch durch eine bei zwei der Bohrungen beispielhaft gezeigte trichterförmige Aufweitung der Bohrungsmündungen. Die Dicke C der Abströmkante 15 wird gemessen mittels einer an der Druckseite 9 im Bereich der Versatzfläche 17 anliegenden ersten Tangente C1 und einer an der Saugseite 7 der ersten Tangente C1 gegenüberliegenden zweiten Tangente C2. Diese schneiden jeweils eine am Ende der Abströmkante 15 anliegende dritte Tangente C3. Die Dicke C der Abströmkante 15 ist gleich dem Abstand der jeweiligen Schnittpunkte entlang der dritten Tangente C3.FIG. 2 shows a section of the trailing edge area of FIG Gas turbine blade 5. From inner cavity 12 to Offset surface 17 extends a step-like offset 21. The holes run in this step-shaped offset 21 19 in the inner cavity 12 to the offset surface 17. Die Length B of the bores 19 thus corresponds to the distance between the downstream end of the cavity 12 to Offset surface 17. This length B of the bores 19 is at least half the width A of the trailing edge (15). This width A is from the offset surface 17 to the end of the Trailing edge 15 measured. On one of the printing side 9 facing Surface 25 of the trailing edge 15 are arranged webs 23, only one of which is shown as an example. This Crosspieces 23 taper in the direction of flow. You serve one Deceleration of the flow rate of cooling air 27, which emerges from the holes 19. By such a delay film cooling of the trailing edge 15 is achieved. A such a delay or fanning out also results from a funnel-shaped example shown in two of the holes Widening of the mouths. The trailing edge thickness C 15 is measured by means of one on the pressure side 9 in the area of the offset surface 17 adjacent first tangent C1 and one opposite on the suction side 7 of the first tangent C1 second tangent C2. These cut each a third tangent at the end of the trailing edge 15 C3. The thickness C of the trailing edge 15 is equal to the distance the respective intersection points along the third tangent C3.

Mit dem gezeigten Kühlkonzept wird sowohl eine Gasturbinenschaufel 5 mit einer Abströmkante 15, die eine geringe Dicke C aufweist, bereitgestellt, als auch eine fertigungstechnisch einfache Kühlung der Abströmkante 15 durch in ihrer Länge variable und einfach herzustellende Bohrungen 19. Somit werden fertigungstechnische Vorteile mit aerodynamisch günstigem Verhalten kombiniert.With the cooling concept shown, both a gas turbine blade 5 with a trailing edge 15, which is a small thickness C, provided, as well as a manufacturing technology easy cooling of the trailing edge 15 by variable in length and easy to manufacture holes 19. Thus manufacturing advantages with aerodynamically favorable Combined behavior.

Claims

Gas turbine blade (5) directed along a blade axis (3) with an inner cavity (12) and with an airfoil (6),

which has a suction side (7), a pressure side (9), an entry edge (13), an outflow edge (15) and a chord (22) leading from the entry edge (13) to the outflow edge (15),
in which
the trailing edge (15)

free-standing as a massive extension of the suction side (7),

has a trailing edge width (A) measured along the chord (22) and

is limited to an offset surface (17) of a step-shaped offset (21) to the pressure side (9) which is approximately parallel to the blade axis (3) and transversely to the suction side (7) and pressure side (9),

characterized in that through the step-shaped offset (21) bores (19) lead from the cavity (12) to the offset surface (17), the length (B) of which is at least half the trailing edge width (A).

Gas turbine blade (5) according to claim 1,
in which the bores (19) widen towards the trailing edge (15), in particular towards an elongated cross section parallel to the trailing edge (15).

Gas turbine blade (5) according to claim 1 or 2,
on the surface (25) of the trailing edge (15) facing the pressure side (9), webs (23) are attached along the trailing edge width (A) in such a way that film cooling of this surface (25) by cooling air emerging from the bores (19) (27) is reached.

Gas turbine blade (5) according to claim 3,
in which the webs (23) taper from the bore end to the end of the trailing edge (15).

Gas turbine blade (5) according to one of the preceding claims,
in which the trailing edge width (A) is between 4 mm and 20 mm, in particular between 8 mm and 15 mm.

Gas turbine blade (5) according to one of the preceding claims,
in which the trailing edge (15) is thinner than 3 mm, in particular thinner than 2 mm.

Gas turbine blade (5) according to one of the preceding claims, that is poured.

Gas turbine blade (5) according to one of the preceding claims, designed as a guide vane.

Gas turbine blade (5) according to one of the preceding claims, designed as a moving blade.

Gas turbine blade (5) according to one of the preceding claims,
for a stationary gas turbine, in particular with an output greater than 10 MW.