EP1192333A1 - Component that can be subjected to hot gas, especially a turbine blade - Google Patents

Component that can be subjected to hot gas, especially a turbine blade

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EP1192333A1
EP1192333A1 EP00942078A EP00942078A EP1192333A1 EP 1192333 A1 EP1192333 A1 EP 1192333A1 EP 00942078 A EP00942078 A EP 00942078A EP 00942078 A EP00942078 A EP 00942078A EP 1192333 A1 EP1192333 A1 EP 1192333A1
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EP
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turbulators
wall
inclination
walls
turbine blade
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EP00942078A
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Peter Tiemann
Michael Scheurlen
Dirk Anding
Hans-Thomas Bolms
Michael Strassberger
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Siemens AG
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    • 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
    • F01D5/187—Convection 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
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence

Definitions

  • the channel can be narrowed locally by the turbulators. This occurs in particular when the two opposite walls and thus the turbulators have different lengths. The turbulators of the two walls then face each other at the same height. The canal is narrowed locally at this point. As a rule, the wall is provided with several turbulators this narrowing occurs repeatedly. This does not result in a cooling fluid flow with a substantially constant cross-section which oscillates uniformly from one wall to the other wall. Rather, the cross-section available for the cooling fluid is constantly changed, so that pressure losses occur.
  • the object of the present invention is therefore to provide a component which can be subjected to hot gas and in which there is an essentially uniform channel cross section over the entire length of the turbulators without local constrictions.
  • the length of the first wall is advantageously greater than the length of the second wall. As a result, different cross-sections can be selected for the component which can be acted upon with gas.
  • Figure 5 is a section along the line V-V in Figure 2; 6 shows a section along the line VI-VI in Figure 2;
  • the two outer walls 16, 17 are curved and have a different length.
  • the outer wall 16 forms the suction side of the gas turbine blade 10
  • the outer wall 17 forms the pressure side.
  • the two partition walls 18, 19, which delimit the central channel 13, connect the outer walls 16, 17 to one another. These partitions 18, 19 are arranged at an angle to one another and are essentially perpendicular to the outer walls 16, 17. This achieves an optimization in the routing of the cooling fluid. Due to the angular position of the partition walls 18, 19 perpendicular to the outer walls 16, 17, loads on the gas turbine blade 10 that occur during operation can be better absorbed.
  • the turbulators 20 are also longer than the turbulators 21.
  • the turbulators 20 have the same angle of inclination with respect to the flow direction 22 of the Cooling fluids on like the turbulators 21 m in a projection parallel to one of the two walls 18, 19.
  • the turbulators 20, 21 can be opposed in sections at the same height.
  • FIG. 7 and FIG. 8 show a section along the line V-V and VI-VI in FIG. 2 in a gas turbine blade 10 according to the prior art.
  • the turbulators 20, 21 of the two outer walls 16, 17 are arranged alternately to one another on the left-hand side of the channel 13 in FIG. 2, which is shown in cross section in FIG.
  • the cooling fluid can flow uniformly from one outer wall 16 to the other in this area
  • the turbulators 20, 21 Due to the different inclination angles ⁇ , ⁇ , but the same direction of inclination of the turbulators 20, 21, the turbulators alternate almost completely. As shown in FIGS. 3 and 4, the turbulators 20, 21 do not lie opposite one another at any point. The cooling fluid can therefore swing freely from one outer wall 16 to the other outer wall 17. This applies both near the partition 18 and near the partition 19.
  • FIG. 10 For comparison, the mutual position of the turbulators 20, 21 in a gas turbine blade 10 according to the prior art is shown in FIG. 10 if the partition walls 18, 19 are not are parallel and the removal of the partitions 18 is carried out. It clearly shows that the turbulators 20, 21 are located opposite one another near the partition 19. The constriction 23 shown in FIG. 8 is thereby formed.

Abstract

The invention relates to a component (10) that can be subjected to a hot gas, especially a turbine blade. At least one channel (13) is provided. Said channel can be subjected to a cooling fluid and is delimited by two first walls (16, 17), which face each other and have turbulators (20, 21) with the same direction of inclination. The turbulators (20) of the first wall (16) have a different angle of inclination ( alpha ) in relation to a direction of flow (22) of the cooling fluid to the turbulators (21) of the second wall (17) in order to avoid constrictions (23).

Description

Beschreibungdescription
Heißgasbeaufschlagbares Bauteil, insbesondere TurbinenschaufelComponent subject to hot gas, in particular turbine blade
Die vorliegende Erfindung betrifft ein heißgasbeaufschlagbares Bauteil, insbesondere eine Turbinenschaufel, mit mindestens einem Kanal, der mit einem Kühlfluid beaufschlagbar ist und von zwei ersten, einander gegenüberliegenden Wanden, be- grenzt ist, die zur Verbesserung des Wärmeübergangs zwischen dem Bauteil und dem Kühlfluid mit einem oder mehreren Turbulatoren versehen sind, wobei die Turbulatoren der ersten Wand und die Turbulatoren der zweiten Wand dieselbe Neigungsrichtung aufweisen und gegenüber einer Stromungsrichtung des Kuhlfluids um einen Neigungswinkel geneigt sind.The present invention relates to a component which can be subjected to hot gas, in particular a turbine blade, with at least one channel which can be acted upon by a cooling fluid and is delimited by two first, mutually opposite walls which are used to improve the heat transfer between the component and the cooling fluid or several turbulators are provided, the turbulators of the first wall and the turbulators of the second wall having the same direction of inclination and being inclined at an angle of inclination with respect to a flow direction of the cooling fluid.
Ein derartiges Bauteil in der Ausgestaltung als Gasturbinen- schaufel ist aus der EP 0 758 932 Bl oder der US 5,695,321, insbesondere Figur 9A bekannt. Die bekannte Gasturb nenschau- fei ist hohl ausgebildet und weist mindestens einen Kanal auf, der mit einem Kühlfluid beaufschlagbar ist. Hierdurch kann die Eintrittstemperatur des Gases in die Gasturbine erhöht werden, so daß der Wirkungsgrad verbessert wird. Der Kanal ist von zwei ersten voneinander gegenüberliegenden Wanden begrenzt. An diesen Wanden sind eine oder mehrere Turbulatoren vorgesehen, die den Wärmeübergang zwischen der Gasturbinenschaufel und dem Kühlfluid verbessern. Die Turbulatoren beider Wände weisen dieselbe Neigungsrichtung auf und sind um denselben Neigungswinkel gegenüber einer Stromungsrichtung des Kuhlfluids geneigt. Bei einer derartigen Ausgestaltung kann der Kanal durch die Turbulatoren lokal verengt werden. Dies tritt insbesondere dann auf, wenn die beiden einander gegenüberliegenden Wände und damit die Turbulatoren unterschiedliche Langen aufweisen. Die Turbulatoren der beiden Wände liegen sich dann abschnittsweise auf derselben Hohe gegenüber. Der Kanal wird an dieser Stelle lokal eingeengt. Da lede Wand im Regelfall mit mehreren Turbulatoren versehen ist, tritt dieses Einengen wiederholt auf. Es ergibt sich damit kein gleichmäßig von der einen Wand zur anderen Wand pendelnder Kuhlfluidstrom mit im wesentlichen konstantem Querschnitt. Vielmehr wird der für das Kühlfluid zur Verfugung stehende Querschnitt standig verändert, so daß Druckverluste auftreten.Such a component in the form of a gas turbine blade is known from EP 0 758 932 B1 or US Pat. No. 5,695,321, in particular FIG. 9A. The known gas turbine nozzle is hollow and has at least one channel which can be acted upon by a cooling fluid. As a result, the entry temperature of the gas into the gas turbine can be increased, so that the efficiency is improved. The channel is delimited by two first opposite walls. One or more turbulators are provided on these walls, which improve the heat transfer between the gas turbine blade and the cooling fluid. The turbulators of both walls have the same direction of inclination and are inclined by the same angle of inclination with respect to a flow direction of the cooling fluid. In such an embodiment, the channel can be narrowed locally by the turbulators. This occurs in particular when the two opposite walls and thus the turbulators have different lengths. The turbulators of the two walls then face each other at the same height. The canal is narrowed locally at this point. As a rule, the wall is provided with several turbulators this narrowing occurs repeatedly. This does not result in a cooling fluid flow with a substantially constant cross-section which oscillates uniformly from one wall to the other wall. Rather, the cross-section available for the cooling fluid is constantly changed, so that pressure losses occur.
Die US 5,413,458 zeigt eine Gasturbinenleitschaufel mit einer Plattform. Die Plattform ist mit einer Stromungskammer verse- hen, in der Turbulatoren derart angeordnet sind, daß durch die Stromungs ammer strömendes Kühlfluid zu den Ecken der Plattform geleitet wird.US 5,413,458 shows a gas turbine guide vane with a platform. The platform is provided with a flow chamber in which turbulators are arranged in such a way that cooling fluid flowing through the flow flow is directed to the corners of the platform.
Aufgabe der vorliegenden Erfindung ist es daher, ein heißgas- beaufschlagbares Bauteil bereitzustellen, bei dem ein im wesentlichen gleichmäßiger Kanalquerschnitt über die gesamte Lange der Turbulatoren ohne lokale Einengungen vorliegt.The object of the present invention is therefore to provide a component which can be subjected to hot gas and in which there is an essentially uniform channel cross section over the entire length of the turbulators without local constrictions.
Erfmdungsgemaß wird diese Aufgabe bei einem Bauteil der em- gangs genannten Art dadurch gelost, daß der Neigungswinkel der Turbulatoren der ersten Wand von dem Neigungswinkel der Turbulatoren der zweiten Wand verschieden ist.According to the invention, this object is achieved in a component of the type mentioned above in that the angle of inclination of the turbulators of the first wall is different from the angle of inclination of the turbulators of the second wall.
Die unterschiedlichen Neigungswinkel der Turbulatoren der ersten und zweiten Wand ermöglichen ein Anordnen der Turbulatoren ohne lokale Engstellen. Die Turbulatoren liegen sich auf Grund der unterschiedlichen Neigungswinkel nicht mehr abschnittsweise gegenüber. Vielmehr können die Turbulatoren der einen Wand über ihre gesamte Lange praktisch vollständig al- termerend zu den Turbulatoren der anderen Wand angeordnet werden. Hierdurch ergibt sich in Richtung der Lange der Turbulatoren ein gleichmäßiger Querschnitt des Kanals für das Kühlfluid. Die bei den bekannten Konstruktionen auftretenden Querschnittswechsel und die damit verbundenen Druckverluste werden wesentlich verringert. Vorteilhafte Ausgestaltungen und Weiterbildungen der Erfindung gehen aus den Unteranspruchen hervor.The different angles of inclination of the turbulators of the first and second walls enable the turbulators to be arranged without local constrictions. The turbulators are no longer in sections due to the different inclination angles. Rather, the turbulators of one wall can be arranged virtually completely aging with respect to the turbulators of the other wall over their entire length. This results in a uniform cross-section of the channel for the cooling fluid in the direction of the length of the turbulators. The cross-sectional changes occurring in the known constructions and the pressure losses associated therewith are substantially reduced. Advantageous refinements and developments of the invention emerge from the subclaims.
Vorteilhaft ist die Lange der ersten Wand großer als die Lan- ge der zweiten Wand. Hierdurch können unterschiedliche Querschnitte für das neißgasbeaufschlagbare Bauteil gewählt werden.The length of the first wall is advantageously greater than the length of the second wall. As a result, different cross-sections can be selected for the component which can be acted upon with gas.
In vorteilhafter Weiterbildung sind die beiden ersten Wände gebogen ausgebildet. Durch die gebogenen Wände kann ein Querschnitt in Form eines Tragflugelproflls für das heißgas- beaufschlagbare Bauteil gewählt werden. Dieser Querschnitt ist insbesondere für die Verwendung als Turbmenschaufel erforderlich.In an advantageous development, the two first walls are curved. A cross section in the form of an aerofoil profile for the component which can be subjected to hot gas can be selected through the curved walls. This cross section is particularly necessary for use as a turbine blade.
Nach einer vorteilhaften Ausgestaltung ist der Neigungswinkel der Turbulatoren der ersten Wand großer als der Neigungswinkel der Turbulatoren der zweiten Wand. Die Lange der Turbulatoren der ersten Wand wird hierdurch verringert, wahrend die Lange der Turbulatoren der zweiten Wand vergrößert wird. Die Neigungswinkel werden hierbei derart gewählt, daß die Turbulatoren auf den beiden Wanden praktisch vollständig alternierend zueinander angeordnet sind. Dies fuhrt zu einem im wesentlichen gleichmäßigen Querschnitt des Kanals über die ge- samte Lange der Turbulatoren.According to an advantageous embodiment, the angle of inclination of the turbulators of the first wall is greater than the angle of inclination of the turbulators of the second wall. The length of the turbulators of the first wall is thereby reduced, while the length of the turbulators of the second wall is increased. The angles of inclination are chosen in such a way that the turbulators are arranged on the two walls practically completely alternating with each other. This leads to an essentially uniform cross section of the channel over the entire length of the turbulators.
Vorteilhaft sind zwei weitere Wände zur Begrenzung des Kanals vorgesehen, die die beiden ersten Wände miteinander verbinden. Der Innenraum des heißgasbeaufschlagbaren Bauteils wird durch diese beiden weiteren Wände in mehrere, beispielsweise drei, Kanäle unterteilt, die miteinander in Verbindung stehen. Das Kühlfluid durchströmt nacheinander die drei Kanäle. Vorteilhaft ist bei der Verwendung als Gasturbinenschaufel der erste Kanal, in dem die Temperatur des Kuhlfluids am niedrigsten ist, an der angeströmten Seite der Gasturbinenschaufel angeordnet. Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung sind die beiden weiteren Wände winklig zueinander angeordnet. Diese winklige Anordnung ermöglicht ein Ausrichten dieser weiteren Wände im wesentlichen senkrecht zu den beiden ersten Wanden. Dieses Ausrichten fuhrt zu einer Optimierung der Fuhrung desTwo further walls are advantageously provided to delimit the channel and connect the first two walls to one another. The interior of the component which can be subjected to hot gas is divided by these two further walls into a plurality of, for example three, channels which are connected to one another. The cooling fluid flows through the three channels in succession. When used as a gas turbine blade, the first channel, in which the temperature of the cooling fluid is at its lowest, is advantageously arranged on the flow side of the gas turbine blade. According to an advantageous development, the two further walls are arranged at an angle to one another. This angular arrangement enables these further walls to be aligned essentially perpendicular to the first two walls. This alignment leads to an optimization of the leadership of the
Kuhlfluids. Die Winkelstellung der beiden weiteren Wände ist darüber hinaus besser zur Aufnahme von Belastungen bei der Verwendung als Gasturbinenschaufel geeignet.Kuhlfluids. The angular position of the other two walls is also better suited for absorbing loads when used as a gas turbine blade.
In einer ersten vorteilhaften Ausgestaltung sind die Turbulatoren gerade ausgebildet. Diese gerade Ausbildung erleichtert das Entformen des erfmdungsgemaßen Bauteils und verbilligt die Herstellung.In a first advantageous embodiment, the turbulators are straight. This straight training facilitates the demolding of the component according to the invention and reduces the cost of manufacture.
Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung sind dieAccording to a further advantageous embodiment, the
Turbulatoren gebogen ausgebildet. Mit gebogenen Turbulatoren ist ein vollständiges Alternieren der Turbulatoren über ihre gesamte Lange möglich. Die Druckverluste auf Grund von Quer- schnittsanderungen werden soweit wie möglich minimiert.Turbulators curved. With curved turbulators, a complete alternation of the turbulators is possible over their entire length. The pressure losses due to cross-sectional changes are minimized as far as possible.
Nachstehend wird die Erfindung anhand von Ausfuhrungsbeispie- len naher erläutert, die in schematischer Weise in der Zeichnung dargestellt s nd. Das erfindungsgemaße Bauteil wird hierbei am Beispiel einer Gasturbmenschaufel beschrieben. Dies ist nicht als Einschränkung des Umfangs der Erfindung zu verstehen. Es zeigt:The invention is explained in more detail below on the basis of exemplary embodiments, which are shown schematically in the drawing. The component according to the invention is described here using the example of a gas turbine blade. This should not be construed to limit the scope of the invention. It shows:
Figur 1 einen Längsschnitt durch eine Gasturbmenschaufel entlang der Linie I-I in Figur 2 ; Figur 2 einen Querschnitt durch eine Gasturbmenschaufel entlang der Linie II-II in Figur 1;1 shows a longitudinal section through a gas turbine blade along the line I-I in Figure 2; FIG. 2 shows a cross section through a gas turbine blade along the line II-II in FIG. 1;
Figur 3 eine Ansicht m Pfeilrichtung III aus Figur 2 ;3 shows a view in the direction of arrow III from FIG. 2;
Figur 4 eine Ansicht in Pfeilrichtung IV aus Figur 2;Figure 4 is a view in the direction of arrow IV of Figure 2;
Figur 5 einen Schnitt längs der Linie V-V in Figur 2 ; Figur 6 einen Schnitt längs der Linie VI-VI in Figur 2 ;Figure 5 is a section along the line V-V in Figure 2; 6 shows a section along the line VI-VI in Figure 2;
Figur 7 eine Ansicht ahnlich Figur 5 bei einer Gasturbmenschaufel nach dem Stand der Technik; Figur 8 eine Ansicht ähnlich Figur 6 bei einer Gasturbmenschaufel nach dem Stand der Technik;Figure 7 is a view similar to Figure 5 in a gas turbine blade according to the prior art; Figure 8 is a view similar to Figure 6 in a gas turbine blade according to the prior art;
Figur 9 eine Ansicht ähnlich Figur 1 bei einer erf dungs- gemaßen Gasturbmenschaufel; und Figur 10 eine Ansicht ahnlich Figur 9 bei einer Gasturbmenschaufel gemäß dem Stand der Technik.FIG. 9 is a view similar to FIG. 1 for a gas turbine blade according to the invention; and FIG. 10 shows a view similar to FIG. 9 for a gas turbine blade according to the prior art.
In den Figuren 1 und 2 ist eine Gasturbmenschaufel 10 im Längsschnitt sowie im Querschnitt dargestellt. Die Gasturbi- nenschaufel 10 weist innenseitig einen Kuhlkanal 11 auf, der in drei einzelne, im wesentlichen parallel zueinander verlaufende Kanäle 12, 13, 14 unterteilt ist. Ein Kühlfluid, insbesondere Kuhlluft, durchströmt den Kuhlkanal 11 m Pfeilπch- tung 15.In Figures 1 and 2, a gas turbine blade 10 is shown in longitudinal section and in cross section. The inside of the gas turbine blade 10 has a cooling duct 11 which is divided into three individual ducts 12, 13, 14 which run essentially parallel to one another. A cooling fluid, in particular cooling air, flows through the cooling channel 11 in the direction of the arrow 15.
Jeder der drei Kanäle 12, 13, 14 wird von den beiden Außenwanden 16, 17 sowie eine oder beiden Trennwanden 18, 19 begrenzt. Zur Verbesserung des Wärmeübergangs zwischen dem Kühlfluid und den Außenwanden 16, 17 sind diese mit Turbula- toren 20, 21 versehen.Each of the three channels 12, 13, 14 is delimited by the two outer walls 16, 17 and one or two partition walls 18, 19. To improve the heat transfer between the cooling fluid and the outer walls 16, 17, these are provided with turbulators 20, 21.
Wie insbesondere aus Figur 2 ersichtlich ist, sind die beiden Außenwände 16, 17 gebogen ausgebildet und weisen eine unterschiedliche Lange auf. Hierdurch wird das für die Gasturbi- nenschaufel 10 erforderliche Tragflugelprofil erreicht. Die Außenwand 16 bildet die Saugseite der Gasturbmenschaufel 10, und die Außenwand 17 bildet die Druckseite. Die beiden Trennwände 18, 19, die den mittleren Kanal 13 begrenzen, verbinden die Außenwände 16, 17 miteinander. Diese Trennwände 18, 19 sind winklig zueinander angeordnet und stehen im wesentlichen senkrecht zu den Außenwanden 16, 17. Hierdurch wird eine Optimierung bei der Fuhrung des Kuhlfluids erreicht. Durch die Winkelstellung der Trennwände 18, 19 senkrecht zu den Außenwanden 16, 17 können weiter im Betrieb auftretenden Belastun- gen der Gasturbmenschaufel 10 besser aufgenommen werden. Die Turbulatoren 20, 21 weisen dieselbe Neigungsrichtung auf und sind gegenüber einer Stromungsrichtung 22 des Kuhlfluids um einen Neigungswinkel geneigt. Dies ist für den Turbulator 20 mit dem Neigungswinkel α in Figur 1 dargestellt. Die Stro- mungsrichtung 22 des Kuhlfluids in den einzelnen Kanälen 12, 13, 14 verlauft im wesentlichen parallel zu den Trennwanden 18, 19.As can be seen in particular from Figure 2, the two outer walls 16, 17 are curved and have a different length. As a result, the aerofoil profile required for the gas turbine blade 10 is achieved. The outer wall 16 forms the suction side of the gas turbine blade 10, and the outer wall 17 forms the pressure side. The two partition walls 18, 19, which delimit the central channel 13, connect the outer walls 16, 17 to one another. These partitions 18, 19 are arranged at an angle to one another and are essentially perpendicular to the outer walls 16, 17. This achieves an optimization in the routing of the cooling fluid. Due to the angular position of the partition walls 18, 19 perpendicular to the outer walls 16, 17, loads on the gas turbine blade 10 that occur during operation can be better absorbed. The turbulators 20, 21 have the same direction of inclination and are inclined by an angle of inclination with respect to a flow direction 22 of the cooling fluid. This is shown for the turbulator 20 with the angle of inclination α in FIG. 1. The direction of flow 22 of the cooling fluid in the individual channels 12, 13, 14 runs essentially parallel to the partition walls 18, 19.
Im Kanal 13, bei dem der zugeordnete Bereich der Außenwand 16 langer ist als der zugeordnete Bereich der Außenwand 17, sind die Turbulatoren 20 ebenfalls langer als die Turbulatoren 21. Bei den bekannten Gasturbmenschaufeln weisen die Turbulatoren 20 denselben Neigungswinkel gegenüber der Stromungsπch- tung 22 des Kuhlfluids auf wie die Turbulatoren 21 m einer Projektion parallel zu einer der beiden Wände 18, 19. Hierdurch können sich die Turbulatoren 20, 21 abschnittsweise auf derselben Hohe gegenüberliegen.In the duct 13, in which the assigned area of the outer wall 16 is longer than the assigned area of the outer wall 17, the turbulators 20 are also longer than the turbulators 21. In the known gas turbine blades, the turbulators 20 have the same angle of inclination with respect to the flow direction 22 of the Cooling fluids on like the turbulators 21 m in a projection parallel to one of the two walls 18, 19. As a result, the turbulators 20, 21 can be opposed in sections at the same height.
Figur 7 und Figur 8 zeigen einen Schnitt längs der Linie V-V sowie VI-VI in Figur 2 bei einer Gasturbmenschaufel 10 nach dem Stand der Technik. An der in Figur 2 linken Seite des Kanals 13, die im Querschnitt n Figur 7 dargestellt ist, sind die Turbulatoren 20, 21 der beiden Außenwände 16, 17 alternierend zueinander angeordnet. Das Kühlfluid kann n diesem Bereich gleichmäßig von der einen Außenwand 16 zur anderenFIG. 7 and FIG. 8 show a section along the line V-V and VI-VI in FIG. 2 in a gas turbine blade 10 according to the prior art. The turbulators 20, 21 of the two outer walls 16, 17 are arranged alternately to one another on the left-hand side of the channel 13 in FIG. 2, which is shown in cross section in FIG. The cooling fluid can flow uniformly from one outer wall 16 to the other in this area
Außenwand 17 pendeln. Bei dem in Figur 2 rechten Bereich, der im Querschnitt m Figur 8 dargestellt ist, liegen sich die beiden Turbulatoren 20, 21 auf derselben Hohe gegenüber. Eine gleichmaßig pendelnder Kuhlfluidstrom ist nicht mehr möglich. Vielmehr bilden sich zwischen den Turbulatoren 20, 21Pendulum outer wall 17. In the area on the right in FIG. 2, which is shown in cross section in FIG. 8, the two turbulators 20, 21 lie opposite one another at the same height. An evenly fluctuating cooling fluid flow is no longer possible. Rather, they form between the turbulators 20, 21
Engstellen 23. Hierdurch wird der für das Kühlfluid zur Verfugung stehende Querschnitt ständig verändert. Diese Quer- schnittsanderung fuhrt zu Druckverlusten und daher zu einer lokal verminderten Kuhleffektivitat und Uberhitzungen .Constrictions 23. As a result, the cross section available for the cooling fluid is constantly changed. This change in cross-section leads to pressure losses and therefore to a locally reduced cooling efficiency and overheating.
Demgegenüber sieht die Erfindung vor, die Turbulatoren 20, 21 mit derselben Neigungsrichtung, aber unterschiedlichen Nei- gungswmkeln gegenüber der Stromungsrichtung 22 anzuordnen. Dies ist in den Figuren 3 und 4 naher dargestellt, die jeweils Ansichten in Richtung der Trennwände 18, 19 zeigen. Die Turbulatoren 20, 21 weisen auf beiden Außenwanden 16, 17 die- selbe Neigungsrichtung auf, nämlich von links unten nach rechts oben verlaufend. Aus Gründen der besseren Übersicht ist die Außenwand 17 m den Figuren 3 und 4 nicht dargestellt.In contrast, the invention provides that the turbulators 20, 21 with the same direction of inclination but different inclinations to arrange relative to the direction of flow 22. This is shown in more detail in FIGS. 3 and 4, which each show views in the direction of the partition walls 18, 19. The turbulators 20, 21 have the same inclination direction on both outer walls 16, 17, namely running from bottom left to top right. For reasons of a better overview, the outer wall 17 m is not shown in FIGS. 3 and 4.
Bei der Ansicht gemäß Figur 3 erscheint die Trennwand 18 von der Breite her unverzerrt. Auf Grund der Blickrichtung ist die Trennwand 19 entsprechend verzerrt und daher breiter dargestellt. Die Turbulatoren 20 erstrecken sich von der Trennwand 18 bis zur Trennwand 19 entlang der ersten Wand 16. Sie sind daher in der Ansicht gemäß Figur 3 im rechten Bereich stellenweise von der Trennwand 19 verdeckt. Die Turbulatoren 21 erstrecken sich entlang der Außenwand 17 zwischen den Trennwanden 18, 19. Auf Grund der unterschiedlicnen Lange der Außenwände 16, 17 und αer Winkelstellung der Trennwände 18, 19 ergibt sich eine unterschiedliche Lange für die Turbulatoren 20, 21.In the view according to FIG. 3, the partition 18 appears undistorted in width. Due to the viewing direction, the partition 19 is correspondingly distorted and therefore shown wider. The turbulators 20 extend from the dividing wall 18 to the dividing wall 19 along the first wall 16. In the view according to FIG. 3, they are therefore partially covered by the dividing wall 19 in the right area. The turbulators 21 extend along the outer wall 17 between the partition walls 18, 19. Due to the different lengths of the outer walls 16, 17 and the angular position of the partition walls 18, 19, the turbulators 20, 21 have a different length.
Zum Vermeiden von Engstellen wird der Neigungswinkel α der Turbulatoren der ersten Außenwand 16 großer gewählt als der Neigungswinkel ß der Turbulatoren 21 der zweiten AußenwandTo avoid constrictions, the angle of inclination α of the turbulators of the first outer wall 16 is chosen to be larger than the angle of inclination β of the turbulators 21 of the second outer wall
17. Die tatsächliche Lange der Turbulatoren 20 wird hierdurch verringert, wahrend die Lange der Turbulatoren 21 vergrößert wird. Es ergibt s ch daher eine Winkeldifferenz γ zwischen den Turbulatoren 20, 21.17. The actual length of the turbulators 20 is thereby reduced, while the length of the turbulators 21 is increased. There is therefore an angle difference γ between the turbulators 20, 21.
Figur 4 zeigt eine Ansicht in Blickrichtung der Trennwand 19. Entsprechend erscheint die Trennwand 19 unverzerrt, wahrend die Trennwand 18 auf Grund der Blickrichtung breiter erscheint. Die Winkeldifferenz γ zwischen den Turbulatoren 20, 21 auf Grund der unterschiedlichen Neigungswinkel α, ß ist deutlich erkennbar. Die Figuren 3 und 4 geben die Lage der Turbulatoren 20, 21 aus unterschiedlichen Blickwinkeln wieder. Wegen dieser unterschiedlichen Blickwinkel ergeben sich m den Figuren 3 und 4 unterschiedliche Neigungswinkel und Winkeldifferenzen, die entsprechend als α α2, ßi, ß2 sowie γi, γ2 bezeichnet werden. Die Art und die Große der Verzerrung hangen hierbei vom Einzelfall ab.FIG. 4 shows a view in the direction of view of the partition 19. Accordingly, the partition 19 appears undistorted, while the partition 18 appears wider due to the direction of view. The angle difference γ between the turbulators 20, 21 due to the different inclination angles α, ß is clearly recognizable. Figures 3 and 4 show the position of the turbulators 20, 21 from different angles. Because of these different viewing angles, there are different angles of inclination and angle differences in FIGS. 3 and 4, which are correspondingly designated as α α 2 , βi, β2 and γi, γ 2 . The type and size of the distortion depend on the individual case.
Auf Grund der unterschiedlichen Neigungswinkel α, ß, aber derselben Neigungsrichtung der Turbulatoren 20, 21 ergibt sich ein fast vollständiges Alternieren der Turbulatoren. Wie n Figur 3 und 4 dargestellt liegen sich die Turbulatoren 20,21 an keiner Stelle gegenüber. Das Kühlfluid kann daher ungehindert von einer Außenwand 16 zur anderen Außenwand 17 pendeln. Dies gilt sowohl nahe der Trennwand 18 als auch nahe der Trennwand 19.Due to the different inclination angles α, β, but the same direction of inclination of the turbulators 20, 21, the turbulators alternate almost completely. As shown in FIGS. 3 and 4, the turbulators 20, 21 do not lie opposite one another at any point. The cooling fluid can therefore swing freely from one outer wall 16 to the other outer wall 17. This applies both near the partition 18 and near the partition 19.
In den Figuren 5 und 6 sind die Verhaltnisse nahe den Trennwanden 18, 19 entsprechend der Schnittlinien V-V und VI-VI in Figur 2 dargestellt. Es ergibt sich deutlich, daß die beimFIGS. 5 and 6 show the conditions near the dividing walls 18, 19 in accordance with the section lines V-V and VI-VI in FIG. 2. It clearly shows that the
Stand der Technik vorhandene Einengung 23 bei der erfmdungs- gemaßen Gasturbmenschaufel 10 nicht mehr vorliegt. Dies wird durch die unterschiedlichen Neigungswinkel α, ß der Turbulatoren 20, 21 bei gleicher Neigungsrichtung erreicht.State-of-the-art constriction 23 no longer exists in the gas turbine blade 10 according to the invention. This is achieved by the different inclination angles α, β of the turbulators 20, 21 with the same direction of inclination.
Bei Verwendung gerader Turbulatoren 20, 21, wie in den Figuren 3 und 4 dargestellt, laßt sich eine kostengünstige Herstellung der Gasturbmenschaufel 10 erreichen. Ein vollständiges Alternieren der Turbulatoren 20, 21 ist mit geraden Turbulatoren nur bei parallelen Trennwanden 18 und 19 möglich. So ist der Abstand zwischen den Turbulatoren 20, 21 nahe der Trennwand 18 vom Abstand nahe der Trennwand 19 verschieden. Durch die Verwendung gebogener Turbulatoren 20, 21 laßt sich ein vollständiges mittiges Alternieren erreichen. Dies ist insbesondere in Figur 9 dargestellt. Mittels gebogener Turbulatoren 20, 21 laßt sich darüber hinaus entlang der gesamten Lange der Turbulatoren 20, 21 ein gleichmäßiger Ab- stand d zwischen den Turbulatoren 20, 21 erzielen. Hierdurch ergibt sich ein optimales Pendeln des Kuhlfluidstroms zwischen den beiden Außenwanden 16, 17. Zum Vergleich ist m Figur 10 die gegenseitige Lage der Turbulatoren 20, 21 bei ei- ner Gasturbinenschaufel 10 nach dem Stand der Technik dargestellt, wenn die Trennwände 18, 19 nicht parallel sind und die Entfernung der Trennwände 18 erfolgt. Es ergibt sich deutlich, daß sich die Turbulatoren 20, 21 nahe der Trennwand 19 gegenüberliegen. Hierdurch wird die in Figur 8 dargestell- te Einengung 23 ausgebildet.If straight turbulators 20, 21 are used, as shown in FIGS. 3 and 4, the gas turbine blade 10 can be manufactured economically. A complete alternation of the turbulators 20, 21 is only possible with straight turbulators with parallel partition walls 18 and 19. The distance between the turbulators 20, 21 near the partition 18 is different from the distance near the partition 19. Through the use of curved turbulators 20, 21, complete alternating in the middle can be achieved. This is shown in particular in FIG. 9. By means of curved turbulators 20, 21 it is also possible to achieve a uniform reduction along the entire length of the turbulators 20, 21. Stand d between the turbulators 20, 21 achieve. This results in an optimal oscillation of the cooling fluid flow between the two outer walls 16, 17. For comparison, the mutual position of the turbulators 20, 21 in a gas turbine blade 10 according to the prior art is shown in FIG. 10 if the partition walls 18, 19 are not are parallel and the removal of the partitions 18 is carried out. It clearly shows that the turbulators 20, 21 are located opposite one another near the partition 19. The constriction 23 shown in FIG. 8 is thereby formed.
Der Winkelverlauf der Turbulatoren 20, 21 in den Figuren 9 und 10 gegenüber der Stromungsrichtung 22 ist auf die gewählte Projektionsrichtung zurückzuführen. Sowohl Figur 9 als auch Figur 10 zeigen eine schematische Projektion des Kanals 13 in die Ebene entlang der Schnittlinie I-I in Figur 2. In dieser Projektion ergibt sich bei der erfindungsgemaßen Anordnung der Turbulatoren 20, 21 der in Figur 9 dargestellte gleichmaßige Verlauf.The angular course of the turbulators 20, 21 in FIGS. 9 and 10 with respect to the flow direction 22 can be attributed to the selected projection direction. Both FIG. 9 and FIG. 10 show a schematic projection of the channel 13 into the plane along the section line I-I in FIG. 2. In this projection, the arrangement of the turbulators 20, 21 according to the invention results in the uniform course shown in FIG.
Die scheinbar unterschiedlichen Neigungswinkel der Turbulatoren 20, 21 in Figur 10 sowie die scheinbar gleichen Neigungswinkel in Figur 9 sind auf die Verzerrung durch die Projektion zurückzuführen. Auf Grund dieser Verzerrung erscheint scheinen die Turbulatoren 20, 21 sowohl in Figur 9 als auch in Figur 10 trotz ihrer in Wirklichkeit unterschiedlichen Lange als gleich lang.The apparently different inclination angles of the turbulators 20, 21 in FIG. 10 and the apparently identical inclination angles in FIG. 9 are due to the distortion caused by the projection. Because of this distortion, the turbulators 20, 21 appear to be the same length both in FIG. 9 and in FIG. 10 despite their actually different lengths.
Insgesamt ermöglicht die Erfindung einen gleichmäßigen Quer- schnitt des Kanals 11 über die gesamte Lange der Turbulatoren 20, 21. Overall, the invention enables a uniform cross section of the channel 11 over the entire length of the turbulators 20, 21.

Claims

Patentansprüche claims
1. Heißgasbeaufschlagbares Bauteil (10), insbesondere Tur- bmenschaufel, mit mindestens einem Kanal (13), der mit einem Kühlfluid beaufschlagbar ist und von zwei ersten, einander gegenüberliegenden Wanden (16, 17) begrenzt ist, die zur Verbesserung des Wärmeübergangs zwischen dem Bauteil (10) und dem Kühlfluid mit einem oder mehreren Turbulatoren (20, 21) versehen sind, wobei die Turbulatoren (20) der ersten Wand (16) und die Turbulatoren (21) der zweiten Wand (17) dieselbe Neigungsrichtung aufweisen und gegenüber einer Stromungsrich- tung (22) des Kuhlfluids um einen Neigungswinkel (α; ß) geneigt sind, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Neigungswinkel (α) der Turbulatoren (20) der ersten Wand (16) von dem Neigungswinkel (ß) der Turbulatoren (21) der zweiten Wand (17) verschieden ist.1. Hot gas-admittable component (10), in particular a turbine blade, with at least one channel (13) which can be acted upon by a cooling fluid and is delimited by two first, opposing walls (16, 17) which improve the heat transfer between the Component (10) and the cooling fluid are provided with one or more turbulators (20, 21), the turbulators (20) of the first wall (16) and the turbulators (21) of the second wall (17) having the same direction of inclination and with respect to one Flow direction (22) of the cooling fluid are inclined by an angle of inclination (α; β), characterized in that the angle of inclination (α) of the turbulators (20) of the first wall (16) from the angle of inclination (β) of the turbulators (21) second wall (17) is different.
2. Bauteil nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Lange der ersten Wand (16) großer ist als die Lange der zweiten Wand (17).2. Component according to claim 1, so that the length of the first wall (16) is greater than the length of the second wall (17).
3. Bauteil nach Anspruch 1 oder 2, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die beiden ersten Wände (16, 17) gebogen ausgebildet sind.3. Component according to claim 1 or 2, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the two first walls (16, 17) are curved.
4. Bauteil nach Anspruch 2 oder 3, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß der Neigungswinkel (α) der Turbulatoren (20) der ersten Wand (16) großer ist als der Neigungswinkel (ß) der Turbulatoren (21) der zweiten Wand (17) .4. Component according to claim 2 or 3, so that the inclination angle (α) of the turbulators (20) of the first wall (16) is greater than the inclination angle (β) of the turbulators (21) of the second wall (17).
5. Bauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß zwei weitere Wände (18, 19) zur Begrenzung des Kanals (13) vorgesehen sind, die die bei- den ersten Wände (16, 17) miteinander verbinden. 5. Component according to one of claims 1 to 4, characterized in that two further walls (18, 19) for delimiting the channel (13) are provided which connect the two first walls (16, 17) to one another.
6. Bauteil nach Anspruch 5, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die beiden weiteren Wände (18, 19) winklig zueinander angeordnet sind.6. Component according to claim 5, so that the two further walls (18, 19) are arranged at an angle to one another.
7. Bauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 6, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Turbulatoren (20, 21) gerade ausgebildet sind.7. Component according to one of claims 1 to 6, that the turbulators (20, 21) are straight.
8. Bauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 7, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, daß die Turbulatoren (20, 21) gebogen ausgebildet sind. 8. Component according to one of claims 1 to 7, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that the turbulators (20, 21) are curved.
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Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015073092A2 (en) 2013-09-05 2015-05-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil turbulator for airfoil creep resistance

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7513745B2 (en) * 2006-03-24 2009-04-07 United Technologies Corporation Advanced turbulator arrangements for microcircuits
US7641445B1 (en) 2006-12-01 2010-01-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Large tapered rotor blade with near wall cooling
US7866947B2 (en) * 2007-01-03 2011-01-11 United Technologies Corporation Turbine blade trip strip orientation
US7955053B1 (en) 2007-09-21 2011-06-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine cooling circuit
US8376706B2 (en) * 2007-09-28 2013-02-19 General Electric Company Turbine airfoil concave cooling passage using dual-swirl flow mechanism and method
US8042268B2 (en) * 2008-03-21 2011-10-25 Siemens Energy, Inc. Method of producing a turbine component with multiple interconnected layers of cooling channels
US20090324841A1 (en) * 2008-05-09 2009-12-31 Siemens Power Generation, Inc. Method of restoring near-wall cooled turbine components
EP2146055B2 (en) † 2008-07-17 2022-01-19 Ansaldo Energia S.P.A. Sealing element for a gas turbine, a gas turbine including said sealing element and method for cooling said sealing element
EP2602439A1 (en) 2011-11-21 2013-06-12 Siemens Aktiengesellschaft Coolable hot gas component for a gas turbine
WO2014175937A2 (en) * 2013-02-05 2014-10-30 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having curved turbulator
CN106481366B (en) * 2015-08-28 2019-03-26 中国航发商用航空发动机有限责任公司 Cooling blade and gas turbine
US11085304B2 (en) * 2018-06-07 2021-08-10 Raytheon Technologies Corporation Variably skewed trip strips in internally cooled components
JP2023165485A (en) * 2022-05-06 2023-11-16 三菱重工業株式会社 Turbine blade and gas turbine

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4627480A (en) 1983-11-07 1986-12-09 General Electric Company Angled turbulence promoter
US5695322A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having restart turbulators
US5695321A (en) 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having variable configuration turbulators
US5700132A (en) * 1991-12-17 1997-12-23 General Electric Company Turbine blade having opposing wall turbulators
US5681144A (en) * 1991-12-17 1997-10-28 General Electric Company Turbine blade having offset turbulators
US5413458A (en) 1994-03-29 1995-05-09 United Technologies Corporation Turbine vane with a platform cavity having a double feed for cooling fluid
US5431537A (en) 1994-04-19 1995-07-11 United Technologies Corporation Cooled gas turbine blade
DE19634238A1 (en) * 1996-08-23 1998-02-26 Asea Brown Boveri Coolable shovel
US5797726A (en) 1997-01-03 1998-08-25 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages or rotor blade in a gas turbine engine
EP0892150B1 (en) * 1997-07-14 2003-02-05 ALSTOM (Switzerland) Ltd System for cooling the trailing edge of a hollow gasturbine blade

Non-Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Title
See references of WO0100965A1 *

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2015073092A2 (en) 2013-09-05 2015-05-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil turbulator for airfoil creep resistance

Also Published As

Publication number Publication date
JP4489336B2 (en) 2010-06-23
US6641362B1 (en) 2003-11-04
JP2003503620A (en) 2003-01-28
WO2001000965A1 (en) 2001-01-04
DE50002464D1 (en) 2003-07-10
EP1192333B1 (en) 2003-06-04

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