EP1207269B1 - Gasturbinenschaufel - Google Patents

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EP1207269B1
EP1207269B1 EP00125032A EP00125032A EP1207269B1 EP 1207269 B1 EP1207269 B1 EP 1207269B1 EP 00125032 A EP00125032 A EP 00125032A EP 00125032 A EP00125032 A EP 00125032A EP 1207269 B1 EP1207269 B1 EP 1207269B1
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EP
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cavity
gas turbine
subspace
rib
edge
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Peter Tiemann
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Siemens AG
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Siemens AG
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Publication date
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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
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • 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
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • 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
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine blade with an inner Cavity for guiding a cooling fluid.
  • Such a coolable gas turbine blade shows the US 5,431,537.
  • Gas turbine blades are extremely high temperatures exposed by flowing around hot gas. For this Basically they have to be cooled. Particularly high thermal Loads is the leading edge of a gas turbine blade exposed. For this reason, the leading edge needs be cooled particularly intensively.
  • cooling by means of Cooling air is the lowest possible consumption of cooling air aspired, since the cooling air consumption efficiency the gas turbine lowers.
  • To improve the cooling are on the inside of the gas turbine blade turbulators provided, which swirl the cooling medium and thus a better Allow heat transfer.
  • the gas turbine blade of the US 5,431,537 is described by the turbulator configuration both achieved a favorable cooling of the leading edge, as well Advantages achieved for the castability of the turbine blade.
  • US 5,320,483 shows a steam cooled gas turbine blade.
  • a steam cooling is in terms of efficiency the gas turbine cheaper. However, it requires a closed Cooling cycle, because steam in contrast to air not introduced from the blade out into the hot gas channel can be.
  • To cool the leading edge is an impact cooling insert used according to the contour of the leading edge Steam leads into a channel, leaving out of this channel via holes steam chilling against the leading edge is directed.
  • This construction is manufacturing technology very elaborate and also leads to a comparatively thick and therefore not aerodynamically optimized Leading edge.
  • US 6,036,441 shows an open-cooled Turbine blade with multiple cavities, which in fluid communication with each other.
  • the object of the invention is the specification of a gas turbine blade, in a production technology simple and thereby aerodynamically favorable cooling of the leading edge possible is.
  • this object is achieved by specifying a along a blade axis directed gas turbine blade with a profile that has a suction side, a pressure side, a Has leading edge and a trailing edge, and with a inner cavity in the profile for guiding a cooling fluid, wherein the cavity is adjacent to the leading edge Entrance edge cavity and a towards the Trailing edge adjoining the leading edge cavity first partial cavity, wherein the first part cavity by moving in a direction from the leading edge to Outflow edge extending partition into a first subspace and a second subspace is shared and wherein cooling fluid from the first subspace via impact cooling holes in the leading edge bouncing chilling in the entry edge cavity and from there into the second subspace can be introduced.
  • the entry edge cavity is from the first Partial cavity through a semi-rib connected to the profile separated.
  • a semi-rib does not extend like otherwise usual with gas turbine blades from the suction side to to the pressure side, but ends in the cavity.
  • Such a half rib For example, with a cast turbine blade be poured. Cooling fluid is now from the first subspace guided over the half rib in the leading edge cavity, for which purpose impingement cooling openings are provided in the half-rib are. More preferably, these impact cooling holes are as Slots executed.
  • Such a slotted half rib is production technology easy to produce and offers optimal Impingement cooling conditions.
  • Preferred dimensions closes in the direction of the trailing edge to the first part cavity a second part cavity, by a extending from the suction side to the pressure side Rib is separated from the first part of the cavity, wherein the Cooling fluid through channels in the rib from the second subspace in the second part cavity can be introduced. Further preferred while the cooling fluid in the first subspace parallel to the blade axis, in the second subspace transverse to the blade axis and in the second part cavity parallel to the blade axis feasible. It thus results in the constellation that the cooling fluid in the two subspaces of the first partial cavity two vertically Having directed flow directions.
  • the partition is a sheet. This is currently available in cast gas turbine blades another manufacturing technology Simplification, since no dividing wall is cast along got to. The dividing wall will be in the ready poured scoop simply used. Preferred dimensions, the partition is here jammed in recesses between cast-on turbulators and / or on a particular cast on a rib Offset added. More preferably, the partition also separates the second subspace from the entrance edge cavity, wherein the Partition Opening for introducing the cooling fluid from the entry edge cavity has in the second subspace. These Embodiment is particularly preferred in connection with the Entry edge cavity to the first subspace separating half rib. By the half rib on the one hand and inserted as a sheet metal On the other hand, the partition wall thus becomes the entrance edge cavity separated from the first part cavity. The sheet is preferably supported on the first half rib.
  • the gas turbine blade is a vane executed.
  • the cooling fluid is steam.
  • Steam cooling offers the advantage of cooling air savings and thus leads to an improvement in efficiency and increased performance for the gas turbine.
  • a steam supply is good for use as the vanes connected to the housing, via which the cooling steam can be supplied.
  • FIG. 1 shows a side view of a gas turbine blade 1.
  • the gas turbine blade 1 is designed as a guide vane. It is directed along a blade axis 3.
  • the gas turbine blade 1 has a profile 5.
  • the profile 5 points a suction side 7 and a pressure side 9. Further points the profile 5 an inlet edge 11 and a trailing edge 13th on.
  • the profile 5 is between a housing-side platform 15 and a rotor-side platform 17 is arranged.
  • the Profile 5 has an inner cavity 19 for guiding a Cooling fluid on. The structure of the internal cooling structure of the profile 5 will be explained in more detail with reference to the following figures.
  • Figure 2 shows a cross section through the gas turbine blade 1 of Figure 1.
  • the inner cavity 19 is constructed of a in the region of the leading edge 11 lying entrance edge cavity 21, one in the direction of the trailing edge 13 at the leading edge cavity 21 subsequent first part cavity 23, one adjoining the first part cavity 23 second part cavity 25 and a to the second part cavity 25 adjoining part cavity 27.
  • Der first partial cavity 23 is subdivided into a first subspace 31 and a second subspace 33.
  • These two subspaces 31, 33 are formed by a partition wall 37, which in first partial cavity 23 extends and extends in the direction of extends the leading edge to the trailing edge, so that the two subspaces 31, 33 in the axial direction next to each other lie.
  • the partition wall 37 also borders the second subspace 33 from the leading edge cavity 21 from.
  • the leading edge cavity 21 is from the first subspace 31 by a half rib 35 separated, extending from the pressure side 9 in the inner Cavity 19 extends, approximately up to half of the way to the opposite suction side 7.
  • the half-rib 35 pressing partition 37 and by the half-rib 35 is thus the leading edge cavity 21 from the first part cavity 23 separately.
  • In the semi-rib 35 are slit-like Impact cooling holes 55 arranged, see Figure 3.
  • In the Partition wall 37 are delimiting the entrance edge cavity 21
  • Side openings 61 are provided.
  • the first part cavity 23 is from the second part of the cavity 25 by a from the pressure side 9 to the suction side 7 extending rib 39 separated. Approximately halfway across the rib 39, this has a Paragraph 41, which extends along the blade axis 3.
  • first part cavity 23 In the first part cavity 23 are on the inside of the profile 5 transverse to the blade axis 3 extending turbulators 45 arranged. In the entry edge cavity 21 are transverse to the blade axis 3 extending turbulators 43rd arranged on the inside of the profile 5. Between Turbulators 43 and turbulators 45 are approximately parallel to the blade axis 3, a recess 44.
  • the partition 37th is designed as a sheet, which at one end in the Recess 44 is held and at the other end on the heel 41 of the rib 39 rests. In addition, the partition wall 37 against the half-rib 35 stretched. This structure allows a particularly easy insertion 37, especially in an otherwise cast gas turbine blade 1.
  • cooling fluid 51 in particular steam
  • first subspace 31 of the first Partial cavity 23 is introduced.
  • the cooling fluid 51 then passes through the openings 61 in the partition wall 37th (see Figure 4) in the second subspace 33, where it is vertical flows to the blade axis 3.
  • Cooling fluid 51 in the first subspace 31 parallel to the blade axis 3 led.
  • Cooling fluid 51 via channels 63 in the rib 39 in the second Part cavity 25 a where in turn parallel to the blade axis 3 out and derived from the gas turbine guide vane becomes.
  • This manufacturing technology particularly simple and therefore cost-effective Construction enables a closed cooling fluid guide, especially for steam cooling, with a lasting favorable aerodynamic design of the leading edge 11.

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenschaufel mit einem inneren Hohlraum zur Führung eines Kühlfluides.
Eine solche kühlbare Gasturbinenschaufel zeigt die US 5,431,537. Gasturbinenschaufeln sind extrem hohen Temperaturen durch das sie umströmende Heißgas ausgesetzt. Aus diesem Grunde müssen sie gekühlt werden. Besonders hohen thermischen Belastungen ist die Eintrittskante einer Gasturbinenschaufel ausgesetzt. Aus diesem Grunde muss die Eintrittskante besonders intensiv gekühlt werden. Bei der Kühlung mittels Kühlluft wird ein möglichst geringer Verbrauch an Kühlluft angestrebt, da der Kühlluftverbrauch den Wirkungsgrad der Gasturbine senkt. Zur Verbesserung der Kühlung sind auf der Innenseite der Gasturbinenschaufel Turbulatoren vorgesehen, die das Kühlmedium verwirbeln und somit einen besseren Wärmeübergang ermöglichen. Bei der Gasturbinenschaufel der US 5,431,537 wird durch die Turbulatorenkonfiguration sowohl eine günstige Kühlung der Eintrittskante erreicht, als auch Vorteile für die Gießbarkeit der Turbinenschaufel erzielt.
Die US 5,320,483 zeigt eine dampfgekühlte Gasturbinenschaufel. Eine Dampfkühlung ist hinsichtlich des Wirkungsgrades der Gasturbine günstiger. Sie erfordert allerdings einen geschlossenen Kühlkreislauf, da Dampf im Gegensatz zu Luft nicht aus der Schaufel heraus in den Heißgaskanal eingeleitet werden kann. Zur Kühlung der Eintrittskante wird ein Prallkühleinsatz verwendet, der entsprechend der Kontur der Eintrittskante Dampf in einen Kanal führt, wobei aus diesem Kanal über Bohrungen Dampf prallkühlend gegen die Eintrittskante geleitet wird. Diese Konstruktion ist fertigungstechnisch sehr aufwendig und führt darüber hinaus auch zu einer vergleichsweise dicken und damit aerodynamisch nicht optimierten Eintrittskante.
Zudem zeigt die US 6,036,441 eine offen gekühlte Turbinenschaufel mit mehreren Hohlräumen, welche untereinander in Strömungsverbindung stehen.
Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Gasturbinenschaufel, bei der eine herstellungstechnisch einfache und dabei aerodynamisch günstige Kühlung der Eintrittskante möglich ist.
Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe gelöst durch Angabe einer entlang einer Schaufelachse gerichteten Gasturbinenschaufel mit einem Profil, das eine Saugseite, eine Druckseite, eine Eintrittskante und eine Abströmkante aufweist, und mit einem inneren Hohlraum im Profil zur Führung eines Kühlfluides, wobei der Hohlraum einen an die Eintrittskante angrenzenden Eintrittskanten-Hohlraum und einen sich in Richtung auf die Abströmkante an den Eintrittskanten-Hohlraum anschließenden ersten Teilhohlraum aufweist, wobei der erste Teilhohlraum durch eine sich in eine Richtung von der Eintrittskante zur Abströmkante erstreckende Trennwand in einen ersten Unterraum und einen zweiten Unterraum geteilt ist und wobei Kühlfluid aus dem ersten Unterraum über Prallkühlöffnungen in die Eintrittskante prallkühlend in den Eintrittskantenhohlraum und von dort in den zweiten Unterraum einleitbar ist.
Mit dieser Konfiguration wird erstmals der Weg eingeschlagen, dem Eintrittskantenbereich einen geteilten Hohlraum vorzuschalten, so dass in konstruktiv einfacher Weise eine geschlossene Kühlfluidführung möglich wird. Dieser Aufbau vermeidet einen komplex gestalteten Prallkühl-Einsatz im Bereich der Eintrittskante und ermöglicht darüber hinaus, die Eintrittskante in der aerodynamisch günstigsten Weise auszuführen.
Vorzugsweise ist der Eintrittskanten-Hohlraum vom ersten Teilhohlraum durch eine mit dem Profil verbundene Halbrippe getrennt. Eine solche Halbrippe erstreckt sich nicht wie sonst bei Gasturbinenschaufeln üblich von der Saugseite bis zur Druckseite, sondern endet im Hohlraum. Eine solche Halbrippe kann beispielsweise bei einer gegossenen Turbinenschaufel mitgegossen sein. Kühlfluid wird nun vom ersten Unterraum über die Halbrippe in den Eintrittskanten-Hohlraum geführt, wobei hierzu Prallkühlöffnungen in der Halbrippe vorgesehen sind. Weiter bevorzugt sind diese Prallkühlöffnungen als Schlitze ausgeführt. Eine solche geschlitzte Halbrippe ist fertigungstechnisch einfach herstellbar und bietet dabei optimale Prallkühlbedingungen.
Bevorzugtermaßen schließt sich in Richtung auf die Abströmkante an den ersten Teilhohlraum ein zweiter Teilhohlraum an, der durch eine sich von der Saugseite zur Druckseite erstreckende Rippe vom ersten Teilhohlraum getrennt ist, wobei das Kühlfluid durch Kanäle in der Rippe vom zweiten Unterraum in den zweiten Teilhohlraum einleitbar ist. Weiter bevorzugt ist dabei das Kühlfluid im ersten Unterraum parallel zur Schaufelachse, im zweiten Unterraum quer zur Schaufelachse und im zweiten Teilhohlraum parallel zur Schaufelachse führbar. Es ergibt sich somit die Konstellation, dass das Kühlfluid in den beiden Unterräumen des ersten Teilhohlraums zwei senkrecht zueinander gerichtete Strömungsrichtungen aufweist.
Vorzugsweise ist die Trennwand ein Blech. Dies bietet gerade bei gegossenen Gasturbinenschaufeln eine weitere fertigungstechnische Vereinfachung, da keine Trennwand mitgegossen werden muss. Die Trennwand wird in die fertig gegossene Schaufel einfach eingesetzt. Bevorzugtermaßen wird die Trennwand dabei in Aussparungen zwischen angegossenen Turbulatoren verklemmt und/oder an einem insbesondere an einer Rippe angegossenen Versatz angefügt. Weiter bevorzugt trennt die Trennwand auch den zweiten Unterraum vom Eintrittskantenhohlraum, wobei die Trennwand Öffnungen zur Einleitung des Kühlfluides vom Eintrittskantenhohlraum in den zweiten Unterraum aufweist. Diese Ausführung ist besonders bevorzugt in Verbindung mit der den Eintrittskantenhohlraum zum ersten Unterraum trennenden Halbrippe. Durch die Halbrippe einerseits und die als Blech eingefügte Trennwand andererseits wird somit der Eintrittskanten-Hohlraum vom ersten Teilhohlraum getrennt. Das Blech stützt sich dabei vorzugsweise an der ersten Halbrippe ab.
Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel als Leitschaufel ausgeführt.
Bevorzugtermaßen ist das Kühlfluid Dampf.
Die Dampfkühlung bietet den Vorteil einer Kühllufteinsparung und führt somit zu einer Wirkungsgradverbesserung und Leistungserhöhung für die Gasturbine. Gerade für die Leitschaufeln ist eine Dampfzufuhr gut einsetzbar, da die Leitschaufeln mit dem Gehäuse verbunden sind, über das der Kühldampf zugeführt werden kann.
Die Erfindung wird anhand der Zeichnung beispielhaft näher erläutert. Es zeigen:
FIG 1
eine Gasturbinenleitschaufel,
FIG 2
einen Querschnitt durch eine Gasturbinenleitschaufel,
FIG 3
einen Querschnitt durch eine geschlitzte Halbrippe und
FIG 4
einen Ausschnitt aus einer Gasturbinenleitschaufel.
Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.
Figur 1 zeigt in einer Seitenansicht eine Gasturbinenschaufel 1. Die Gasturbinenschaufel 1 ist als Leitschaufel ausgeführt. Sie ist entlang einer Schaufelachse 3 gerichtet. Die Gasturbinenschaufel 1 weist ein Profil 5 auf. Das Profil 5 weist eine Saugseite 7 und eine Druckseite 9 auf. Weiterhin weist das Profil 5 eine Eintrittskante 11 und eine Abströmkante 13 auf. Das Profil 5 ist zwischen einer gehäuseseitigen Plattform 15 und einer rotorseitigen Plattform 17 angeordnet. Das Profil 5 weist einen inneren Hohlraum 19 zur Führung eines Kühlfluides auf. Der Aufbau der inneren Kühlstruktur des Profils 5 wird anhand der folgenden Figuren näher erläutert.
Figur 2 zeigt einen Querschnitt durch die Gasturbinenschaufel 1 aus Figur 1. Der innere Hohlraum 19 ist aufgebaut aus einem im Bereich der Eintrittskante 11 liegenden Eintrittskanten-Hohlraum 21, einem sich in Richtung der Abströmkante 13 an den Eintrittskanten-Hohlraum 21 anschließenden ersten Teilhohlraum 23, einem sich an den ersten Teilhohlraum 23 anschließenden zweiten Teilhohlraum 25 und einem sich an den zweiten Teilhohlraum 25 anschließenden Teilhohlraum 27. Der erste Teilhohlraum 23 ist unterteilt in einen ersten Unterraum 31 und einen zweiten Unterraum 33. Diese beiden Unterräume 31, 33 werden durch eine Trennwand 37 gebildet, die im ersten Teilhohlraum 23 verläuft und sich in der Richtung von der Eintrittskante zur Abströmkante erstreckt, so dass die beiden Unterräume 31, 33 in axialer Richtung nebeneinander liegen. Die Trennwand 37 grenzt zugleich den zweiten Unterraum 33 vom Eintrittskanten-Hohlraum 21 ab. Der Eintrittskanten-Hohlraum 21 ist vom ersten Unterraum 31 durch eine Halbrippe 35 getrennt, die sich von der Druckseite 9 in den inneren Hohlraum 19 erstreckt, etwa bis zur Hälfte der Strecke zur gegenüberliegenden Saugseite 7. Durch die sich an die Halbrippe 35 anpressende Trennwand 37 und durch die Halbrippe 35 ist somit der Eintrittskanten-Hohlraum 21 vom ersten Teilhohlraum 23 getrennt. In der Halbrippe 35 sind schlitzartige Prallkühlöffnungen 55 angeordnet, siehe Figur 3. In der Trennwand 37 sind auf der den Eintrittskanten-Hohlraum 21 begrenzenden Seite Öffnungen 61 vorgesehen. Der erste Teilhohlraum 23 ist vom zweiten Teilhohlraum 25 durch eine sich von der Druckseite 9 zur Saugseite 7 erstreckenden Rippe 39 getrennt. Etwa auf halber Breite der Rippe 39 weist diese einen Absatz 41 auf, der sich entlang der Schaufelachse 3 erstreckt. Im ersten Teilhohlraum 23 sind auf der Innenseite des Profils 5 sich quer zur Schaufelachse 3 erstreckende Turbulatoren 45 angeordnet. Im Eintrittskanten-Hohlraum 21 sind sich quer zur Schaufelachse 3 erstreckende Turbulatoren 43 auf der Innenseite des Profils 5 angeordnet. Zwischen den Turbulatoren 43 und den Turbulatoren 45 verläuft etwa parallel zur Schaufelachse 3 eine Aussparung 44. Die Trennwand 37 ist als ein Blech ausgeführt, welches an einem Ende in der Aussparung 44 gehaltert wird und am anderen Ende auf dem Absatz 41 der Rippe 39 aufliegt. Zudem ist die Trennwand 37 gegen die Halbrippe 35 gespannt. Dieser Aufbau ermöglicht ein besonders einfaches Einsetzen 37, insbesondere in eine ansonsten gegossen ausgeführte Gasturbinenschaufel 1.
Beim Einsatz der Gasturbinenschaufel 1 wird Kühlfluid 51, insbesondere Dampf, in den ersten Unterraum 31 des ersten Teilhohlraums 23 eingeleitet. Aus dem ersten Unterraum 31 gelangt das Kühlfluid 51 über die Prallkühlöffnungen 55 in der Halbrippe 35 so in den Eintrittskanten-Hohlraum 21, dass die Eintrittskante 11 von innen prallgekühlt wird. Das Kühlfluid 51 tritt sodann über die Öffnungen 61 in der Trennwand 37 (siehe Figur 4) in den zweiten Unterraum 33 ein, wo es senkrecht zur Schaufelachse 3 strömt. Im Gegensatz dazu wird das Kühlfluid 51 im ersten Unterraum 31 parallel zur Schaufelachse 3 geführt. Aus dem zweiten Unterraum 33 tritt das Kühlfluid 51 über Kanäle 63 in der Rippe 39 in den zweiten Teilhohlraum 25 ein, wo es wiederum parallel zur Schaufelachse 3 geführt und aus der Gasturbinenleitschaufel abgeleitet wird.
Dieser fertigungstechnisch besonders einfache und damit kostengünstige Aufbau ermöglicht eine geschlossene Kühlfluidführung, insbesondere für eine Dampfkühlung, bei einer bleibend günstigen aerodynamischen Gestaltung der Eintrittskante 11.

Claims (7)

  1. Entlang einer Schaufelachse (3) gerichtete Gasturbinenschaufel (1) mit einem Profil (5), das eine Saugseite (7), eine Druckseite (9), eine Eintrittskante (11) und eine Abströmkante (13) aufweist, und mit einem inneren Hohlraum (19) im Profil (5) zur Führung eines Kühlfluides (51), wobei der Hohlraum (19) einen an die Eintrittskante (11) angrenzenden Eintrittskanten-Hohlraum (21) und einen sich in Richtung auf die Abströmkante (13) an den Eintrittskanten-Hohlraum (21) anschließenden ersten Teilhohlraum (23) aufweist, wobei der erste Teilhohlraum (23) durch eine sich in einer Richtung von der Eintrittskante (11) zur Abströmkante (13) erstreckende Trennwand (37) in einen ersten Unterraum (31) und einen zweiten Unterraum (33) geteilt ist und wobei Kühlfluid (51) aus dem ersten Unterraum (31) über Prallkühlöffnungen (55) die Eintrittskante (11) prallkühlend in den Eintrittskanten-Hohlraum (21) und von dort in den zweiten Unterraum (33) einleitbar ist,
    dadurch gekennzeichnet, dass der Eintrittskanten-Hohlraum (21) vom ersten Teilhohlraum (23) durch eine mit dem Profil (5) verbundene Halbrippe (35) getrennt ist und
    dass die Prallkühlöffnungen (55) durch quer zur Halbrippe (35) und in der Halbrippe (35) verlaufende Schlitze gebildet sind.
  2. Gasturbinenschaufel (1) nach Anspruch 1,
    bei der sich in Richtung auf die Abströmkante (13) an den ersten Teilhohlraum (23) ein zweiter Teilhohlraum (25) anschließt, der durch eine sich von der Saugseite (7) zur Druckseite (9) erstreckende Rippe (39) vom ersten Teilhohlraum (23) getrennt ist, wobei das Kühlfluid (51) durch Kanäle (63) in der Rippe (39) vom zweiten Unterraum (33) in den zweiten Teilhohlraum (25) einleitbar ist.
  3. Gasturbinenschaufel (1) nach Anspruch 2,
    bei der das Kühlfluid (51) im ersten Unterraum (31) parallel zur Schaufelachse (3), im zweiten Unterraum (33) quer zur Schaufelachse (3) und im zweiten Teilhohlraum (25) parallel zur Schaufelachse (3) führbar ist.
  4. Gasturbinenschaufel (1) nach Anspruch 1,
    bei der die Trennwand (37) ein Blech ist.
  5. Gasturbinenschaufel (1) nach Anspruch 4,
    bei der die Trennwand (37) auch den zweiten Unterraum (33) vom Eintrittskanten-Hohlraum (21) trennt, wobei die Trennwand (37) Öffnungen (61) zur Einleitung des Kühlfluids (51) vom Eintrittskanten-Hohlraum (21) in den zweiten Unterraum (33) aufweist.
  6. Gasturbinenschaufel (1) nach Anspruch 1,
    die als Leitschaufel ausgebildet ist.
  7. Gasturbinenschaufel (1) nach Anspruch 1,
    bei der das Kühlfluid (51) Dampf ist.
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* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
DE50108466D1 (de) * 2001-08-09 2006-01-26 Siemens Ag Kühlung einer Turbinenschaufel
US6742991B2 (en) * 2002-07-11 2004-06-01 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine blade and gas turbine
US7137779B2 (en) * 2004-05-27 2006-11-21 Siemens Power Generation, Inc. Gas turbine airfoil leading edge cooling
GB2441771B (en) * 2006-09-13 2009-07-08 Rolls Royce Plc Cooling arrangement for a component of a gas turbine engine
US7762784B2 (en) * 2007-01-11 2010-07-27 United Technologies Corporation Insertable impingement rib
WO2010131385A1 (ja) 2009-05-11 2010-11-18 三菱重工業株式会社 タービン静翼およびガスタービン
US9127561B2 (en) * 2012-03-01 2015-09-08 General Electric Company Turbine bucket with contoured internal rib
CA2954785A1 (en) * 2016-01-25 2017-07-25 Rolls-Royce Corporation Forward flowing serpentine vane
US20180210734A1 (en) * 2017-01-26 2018-07-26 Alibaba Group Holding Limited Methods and apparatus for processing self-modifying codes
CN108979734B (zh) * 2018-07-18 2021-05-28 上海交通大学 一种带有旋流的涡轮叶片多通道冷却结构和装置
CN111764967B (zh) * 2020-07-06 2022-10-14 中国航发湖南动力机械研究所 涡轮叶片尾缘冷却结构

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE557503A (de) * 1956-05-15
US3574481A (en) * 1968-05-09 1971-04-13 James A Pyne Jr Variable area cooled airfoil construction for gas turbines
FR2221020A5 (de) * 1973-03-09 1974-10-04 Gen Electric
GB1508571A (en) * 1973-10-13 1978-04-26 Rolls Royce Hollow cooled blade or vane for a gas turbine engine
GB1587401A (en) * 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
GB1467483A (en) * 1974-02-19 1977-03-16 Rolls Royce Cooled vane for a gas turbine engine
US4025226A (en) * 1975-10-03 1977-05-24 United Technologies Corporation Air cooled turbine vane
US4063851A (en) * 1975-12-22 1977-12-20 United Technologies Corporation Coolable turbine airfoil
US5667359A (en) * 1988-08-24 1997-09-16 United Technologies Corp. Clearance control for the turbine of a gas turbine engine
US5320483A (en) 1992-12-30 1994-06-14 General Electric Company Steam and air cooling for stator stage of a turbine
US5431537A (en) 1994-04-19 1995-07-11 United Technologies Corporation Cooled gas turbine blade
US5464322A (en) * 1994-08-23 1995-11-07 General Electric Company Cooling circuit for turbine stator vane trailing edge
US5762471A (en) * 1997-04-04 1998-06-09 General Electric Company turbine stator vane segments having leading edge impingement cooling circuits
US6036441A (en) * 1998-11-16 2000-03-14 General Electric Company Series impingement cooled airfoil

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