EP1321627A1 - Air and steam-cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade - Google Patents

Air and steam-cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade Download PDF

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EP1321627A1
EP1321627A1 EP01130727A EP01130727A EP1321627A1 EP 1321627 A1 EP1321627 A1 EP 1321627A1 EP 01130727 A EP01130727 A EP 01130727A EP 01130727 A EP01130727 A EP 01130727A EP 1321627 A1 EP1321627 A1 EP 1321627A1
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EP
European Patent Office
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turbine blade
air
steam
edge
gas turbine
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Withdrawn
Application number
EP01130727A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Peter Tiemann
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
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Priority to PCT/EP2002/013619 priority patent/WO2003054357A2/en
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Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • 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 an air and steam cooled Turbine blade, in particular gas turbine blade, the inside is hollow and can be cooled by air and steam the generic term of claim 1 and a method for Cooling a turbine blade.
  • a gas turbine blade is known from EP 1 126 134 A, which can be cooled by steam and air.
  • the steam cooling takes place in the front area of the gas turbine blade, i.e. in the field of Leading edge, instead, the air cooling in the area of Trailing edge of the gas turbine blade takes place.
  • EP 0 955 449 A discloses a gas turbine blade which is also air and steam cooled, with only the Trailing edge is cooled by air.
  • the object of the invention is accordingly a Turbine blade to specify efficient cooling the turbine blade and its brushing edge at the same time high efficiency, i.e. without excessive loss of compressed air, ensured and the areodynamically favorable.
  • Another object of the invention is to provide a method for cooling a gas turbine blade.
  • the object directed to a turbine blade is achieved on the basis of a turbine blade with the features of the preamble of patent claim 1 by at least partially air cooling the brushing edge.
  • Advantageous further developments of claim 1 are listed in the subclaims.
  • the turbine blade according to the invention is suitable advantageously as a moving blade.
  • an air cavity for the Air cooling is L-shaped, with an L-leg in the area of The scraper edge is arranged because this means the entire Area of the brushing edge can be air-cooled and the Brushed edge is very cool and very thin is.
  • An open air cooling is advantageous accomplished that in a vane wall to the air cavity for the air cooling has at least one opening from which the air can escape.
  • openings in the area of Contact edge and / or trailing edge and / or leading edge arranged.
  • the inner area is advantageously steam-cooled because the steam cooling within the turbine blade through the Bucket wall is closed.
  • Figures 1a, 1b, 1c and 1d schematic solution steps various embodiments of an invention trained turbine blade
  • Figure 2 shows a gas turbine.
  • FIG. 1a shows a steam and air-cooled turbine blade 1.
  • the turbine blade 1 for example a gas turbine blade 1, has a leading edge 4 and a trailing edge 7.
  • a rubbing edge 10 forms a radial end of the gas turbine blade 1.
  • the other radial end of the gas turbine blade 1 is not shown in detail and is arranged, for example, in a disk for a blade ring.
  • a hot medium flows around the turbine blade 1 in a flow direction 30.
  • a blade wall 13 encloses at least two cavities. In this exemplary embodiment, there is a first steam cavity 16 and, for example, a second steam cavity 17.
  • the two steam cavities 16 and 17 can also be connected to one another and thus form a single steam cavity.
  • the first and second steam cavities 16, 17 are part of a closed cooling system, ie a cooling steam does not emerge at any point in a hot gas duct 51 (FIG. 2) through a surface of the gas turbine blade 1. Steam cooling would be used for design reasons, particularly in the area of the rubbing edge 10
  • the air cavity 18 runs, for example, approximately parallel to the trailing edge 7 and lies downstream of the steam cavities 16, 17.
  • At least one opening 21 is present in the blade wall 13, which connects the first air cavity 18 to an outer region, the hot gas duct 51. Through this at least one opening 21, the air flows out of the first air cavity 18 into the hot gas duct, which also provides additional cooling of the blade wall 13 in this area.
  • At least one opening 21 is provided, through which cooling air flows into the hot gas duct 51.
  • the openings 21 can also be present in the region of the trailing edge 7. Through the openings 21, which form film cooling holes, film cooling of the outer blade wall 13 is possible.
  • Part of the heated cooling air can also be returned to one Compressed air circuit are returned.
  • FIG. 1b shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
  • the first air cavity 18 is L-shaped in longitudinal section, an L-leg 27 extending along the brushing edge 10 against the flow direction 30 and an L-neck 28 extending approximately parallel to the trailing edge 7.
  • several openings 21 are provided in the L-leg 27, for example, through which air exits into the hot gas duct 51 in the region of the contact edge 10.
  • the L-leg 27 can taper towards its tip 33, for example, in the vicinity of the leading edge, in order to be able to make the contact edge 10 particularly thin and filigree.
  • the proportion of the steam-cooled area is still very high at 80%, for example.
  • FIG. 1c shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
  • the L-shape is arranged such that the L-leg 27 is in turn arranged on the brushing edge 10, whereas the L-neck 28 is arranged in the region of the leading edge 4.
  • openings 21 can be formed on the leading edge, which form film cooling holes. Due to the effective air cooling, the leading edge 4 can be made particularly thin and filigree.
  • FIG. 1d shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
  • the air cavity 18 has a U-shape with a first U-leg 25 and a second U-leg 26, so that both the leading edge 4, the brushing edge 10 and the trailing edge 7 are air-cooled.
  • openings 21 can be provided, which lead to film cooling of the turbine blade 1.
  • the openings 21 can optionally only on the contact edge 10, only on the leading edge 4, only on the trailing edge 7, on the leading edge 4 and the tip 10, on the leading edge 4 and trailing edge 7 or on the trailing edge 7 and the contact edge 10 or as shown to be present on leading edge 4, rubbing edge 10 and trailing edge 7.
  • FIG. 2 shows schematically in a longitudinal section Gas turbine 36.
  • Gas turbine shaft 39 arranged one behind the other a compressor 42, a combustion chamber 45 and a turbine part 48.
  • the turbine part 48 has one Hot gas channel 51 on.
  • Gas turbine blades 1 arranged in the hot gas channel 51.
  • Alternating following are vane rings and moving vane rings intended.
  • the first in the direction of flow Gas turbine blades 1 belong to a guide vane ring a first stage of the gas turbine 36. This first stage is particularly high temperatures from combustion chamber 45 escaping hot gas exposed.
  • the gas turbine blades 1 are - as explained above - via a combined air and Steam cooling cooled.
  • the compressor 42 Compressed air removed and 54 den via air supply Gas turbine blades 1 supplied.
  • Via a steam supply 57 steam is also supplied to the gas turbine blades. This steam preferably comes from a steam turbine combined gas and steam process.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

Air- and steam-cooled turbine blade (1), especially a gas turbine blade, with an edge (10) comprises a blade wall, at least one steam chamber (16, 17) for steam cooling, and at least one air chamber (18) for air cooling. The steam chamber and the air chamber are separated from each other. The edge is at least partly cooled with air. <??>Independent claims are also included for an alternative air- and steam-cooled turbine blade, and for processes for cooling the above turbine blades. Preferred Features: The steam chamber is completely surrounded by the blade wall.

Description

Die Erfindung betrifft eine luft- und dampfgekühlte Turbinenschaufel, insbesondere Gasturbinenschaufel, die innen hohl ausgeführt und durch Luft und Dampf kühlbar ist gemäss dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1 und ein Verfahren zum Kühlen einer Turbinenschaufel.The invention relates to an air and steam cooled Turbine blade, in particular gas turbine blade, the inside is hollow and can be cooled by air and steam the generic term of claim 1 and a method for Cooling a turbine blade.

Aus der EP 1 126 134 A ist eine Gasturbinenschaufel bekannt, die durch Dampf und Luft kühlbar ist. Die Dampfkühlung findet im Vorderbereich der Gasturbinenschaufel, d.h. im Bereich der Anströmkante, statt, wobei die Luftkühlung im Bereich der Abströmkante der Gasturbinenschaufel stattfindet.A gas turbine blade is known from EP 1 126 134 A, which can be cooled by steam and air. The steam cooling takes place in the front area of the gas turbine blade, i.e. in the field of Leading edge, instead, the air cooling in the area of Trailing edge of the gas turbine blade takes place.

Die EP 0 955 449 A offenbart eine Gasturbinenschaufel, die ebenfalls luft- und dampfgekühlt ist, wobei nur die Abströmkante durch Luft gekühlt wird.EP 0 955 449 A discloses a gas turbine blade which is also air and steam cooled, with only the Trailing edge is cooled by air.

Probleme bei der Aerodynamik bereitet jedoch die dicke Anstreifkante, ein radiales Ende der Gasturbinenschaufel, weil für die Dampfkühlung dickere Wände notwendig sind.However, the fat one causes problems with aerodynamics Scraping edge, a radial end of the gas turbine blade, because thicker walls are necessary for steam cooling.

Aufgabe der Erfindung ist es dementsprechend, eine Turbinenschaufel anzugeben, bei der eine effiziente Kühlung der Turbinenschaufel und ihrer Anstreifkante bei gleichzeitig hohem Wirkungsgrad, d.h. ohne zu hohen Druckluftverlust, sichergestellt und die areodynamisch günstig ausgebildet ist. Weitere Aufgabe der Erfindung ist die Angabe eines Verfahrens zur Kühlung einer Gasturbinenschaufel.The object of the invention is accordingly a Turbine blade to specify efficient cooling the turbine blade and its brushing edge at the same time high efficiency, i.e. without excessive loss of compressed air, ensured and the areodynamically favorable. Another object of the invention is to provide a method for cooling a gas turbine blade.

Erfindungsgemäss wird die auf eine Turbinenschaufel gerichtete Aufgabe ausgehend von einer Turbinenschaufel mit den Merkmalen des Gattungsbegriffs des Patentanspruchs 1 gelöst durch eine zumindest teilweise Luftkühlung der Anstreifkante.
In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Weiterbildungen des Anspruchs 1 aufgelistet.According to the invention, the object directed to a turbine blade is achieved on the basis of a turbine blade with the features of the preamble of patent claim 1 by at least partially air cooling the brushing edge.
Advantageous further developments of claim 1 are listed in the subclaims.

Die erfindungsgemässe Turbinenschaufel eignet sich vorteilhafterweise als Laufschaufel.The turbine blade according to the invention is suitable advantageously as a moving blade.

Weiterhin vorteilhaft ist es, wenn ein Lufthohlraum für die Luftkühlung L-förmig ist, wobei ein L-Schenkel im Bereich der Anstreifkante angeordnet ist, weil dadurch der gesamte Bereich der Anstreifkante luftgekühlt werden kann und die Anstreifkante sehr gut kühlbar ist und sehr dünn ausführbar ist.It is also advantageous if an air cavity for the Air cooling is L-shaped, with an L-leg in the area of The scraper edge is arranged because this means the entire Area of the brushing edge can be air-cooled and the Brushed edge is very cool and very thin is.

Eine offene Luftkühlung wird vorteilhafterweise dadurch erreicht, dass in einer Schaufelwand zu dem Lufthohlraum für die Luftkühlung zumindest eine Öffnung vorhanden ist, aus der die Luft austreten kann.An open air cooling is advantageous accomplished that in a vane wall to the air cavity for the air cooling has at least one opening from which the air can escape.

Vorteilhafterweise sind dabei auch Öffnungen im Bereich der Anstreifkante und/oder Abströmkante und/oder Anströmkante angeordnet.Advantageously, openings in the area of Contact edge and / or trailing edge and / or leading edge arranged.

Der innere Bereich wird vorteilhafterweise dampfgekühlt, weil die Dampfkühlung innerhalb der Turbinenschaufel durch die Schaufelwand geschlossen ist.The inner area is advantageously steam-cooled because the steam cooling within the turbine blade through the Bucket wall is closed.

Die Aufgabe zum Kühlen einer Turbinenschaufel wird gelöst durch ein Verfahren gemäss Anspruch 12.
In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Weiterbildungen des Anspruchs 12 aufgelistet.The object for cooling a turbine blade is achieved by a method according to claim 12.
Advantageous further developments of claim 12 are listed in the subclaims.

Die Erfindung wird beispielhaft anhand der Zeichnung näher erläutert. The invention is illustrated by way of example with reference to the drawing explained.

Es zeigenShow it

Figuren 1a, 1b, 1c und 1d schematische Lösungsschritte verschiedener Ausführungsbeispiele einer erfindungsgemäß ausgebildeten Turbinenschaufel, und Figur 2 eine Gasturbine.Figures 1a, 1b, 1c and 1d schematic solution steps various embodiments of an invention trained turbine blade, and Figure 2 shows a gas turbine.

Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference numerals have in the different figures same meaning.

Figur 1a zeigt eine dampf- und luftgekühlte Turbinenschaufel 1.
Die Turbinenschaufel 1, bspw. eine Gasturbinenschaufel 1, weist eine Anströmkante 4 und eine Abströmkante 7 auf. Eine Anstreifkante 10 bildet ein radiales Ende der Gasturbinenschaufel 1. Das andere radiale Ende der Gasturbinenschaufel 1 ist nicht näher dargestellt und ist bspw. in einer Scheibe für einen Schaufelkranz angeordnet. Die Turbinenschaufel 1 wird von einem heissen Medium in einer Strömungsrichtung 30 umströmt.
Eine Schaufelwand 13 umschließt zumindest zwei Hohlräume.
In diesem Ausführungsbeispiel gibt es einen ersten Dampfhohlraum 16 und bspw. einen zweiten Dampfhohlraum 17. Die zwei Dampfhohlräume 16 und 17 können aber auch miteinander verbunden sein und somit einen einzigen Dampfhohlraum bilden. In dem Dampfhohlraum 16, 17 strömt Dampf, wodurch die Gasturbinenschaufel 1 im Bereich der Anströmkante 4 und im Inneren 8, d.h. die Schaufelwand 13 zwischen Anströmkante 4 und Abströmkante 7, ausreichend gekühlt wird.
Der erste und zweite Dampfhohlraum 16, 17 sind Teil eines geschlossenen Kühlsystems, d.h. ein Kühldampf tritt an keiner Stelle in einen Heissgaskanal 51 (Fig. 2) durch eine Oberfläche der Gasturbinenschaufel 1 aus.
Eine Dampfkühlung würde aus konstruktiven Gründen insbesondere im Bereich der Anstreifkante 10 bzw. FIG. 1a shows a steam and air-cooled turbine blade 1.
The turbine blade 1, for example a gas turbine blade 1, has a leading edge 4 and a trailing edge 7. A rubbing edge 10 forms a radial end of the gas turbine blade 1. The other radial end of the gas turbine blade 1 is not shown in detail and is arranged, for example, in a disk for a blade ring. A hot medium flows around the turbine blade 1 in a flow direction 30.
A blade wall 13 encloses at least two cavities.
In this exemplary embodiment, there is a first steam cavity 16 and, for example, a second steam cavity 17. The two steam cavities 16 and 17 can also be connected to one another and thus form a single steam cavity. Steam flows in the steam cavity 16, 17, as a result of which the gas turbine blade 1 is sufficiently cooled in the region of the leading edge 4 and in the interior 8, ie the blade wall 13 between the leading edge 4 and the trailing edge 7.
The first and second steam cavities 16, 17 are part of a closed cooling system, ie a cooling steam does not emerge at any point in a hot gas duct 51 (FIG. 2) through a surface of the gas turbine blade 1.
Steam cooling would be used for design reasons, particularly in the area of the rubbing edge 10

Anstreifkante 10 dazu führen, dass eine gegenüber den aerodynamisch günstigsten Formen zu dicke Kontur notwendig ist. Sowohl durch eine insbesondere fertigungstechnische bedingte Mindestgröße des dampfführenden Hohlraums 16, 17 im Bereich der Anstreifkante 10 als auch durch eine Mindestwanddicke für einen dampfführenden Kanal kann ein sehr dünne Anstreifkante 10 nicht dampfgekühlt werden. Eine solche relativ hohe Dicke führt zu einer Verschlechterung des Wirkungsgrads der Gasturbine aus aerodynamischen Gründen.Contact edge 10 cause one against the aerodynamically most favorable shapes too thick contour necessary is. Both through a particular manufacturing technology conditional minimum size of the vapor-carrying cavity 16, 17 in Area of the rubbing edge 10 as well as by a The minimum wall thickness for a steam-carrying duct can be a very thin scraping edge 10 cannot be steam-cooled. Such relatively high thickness leads to a deterioration of the Efficiency of the gas turbine for aerodynamic reasons.

Daher ist zumindest ein erster Lufthohlraum 18 vorhanden, in den Luft strömt, um ebenfalls die Gasturbinenschaufel 1 zu kühlen.
Bei luftgekühlten Turbinenschaufeln 1 muß kein gegenüber dem Heissgaskanal 51 (Fig. 2) geschlossenes Kühlsystem vorgesehen werden. Dies führt sowohl zu einer Vereinfachung des Fertigungsprozesses insbesondere bei gegossenen Turbinenschaufeln als auch zur Möglichkeit der Gestaltung relativ dünner Anstreifkanten 10.
Der Lufthohlraum 18 verläuft bspw. etwa parallel zur Abströmkante 7 und liegt strömungsabwärts der Dampfhohlräume 16, 17.
In der Schaufelwand 13 ist zumindest eine Öffnung 21 vorhanden, die den ersten Lufthohlraum 18 mit einem Außenbereich, dem Heissgaskanal 51, verbindet. Durch diese zumindest eine Öffnung 21 strömt die Luft aus dem ersten Lufthohlraum 18 nach draußen in den Heissgaskanal, wodurch auch eine zusätzliche Kühlung der Schaufelwand 13 in diesem Bereich gegeben ist.There is therefore at least a first air cavity 18 into which air flows in order to also cool the gas turbine blade 1.
In the case of air-cooled turbine blades 1, it is not necessary to provide a cooling system which is closed with respect to the hot gas duct 51 (FIG. 2). This leads both to a simplification of the manufacturing process, in particular in the case of cast turbine blades, and to the possibility of designing relatively thin brushing edges 10.
The air cavity 18 runs, for example, approximately parallel to the trailing edge 7 and lies downstream of the steam cavities 16, 17.
At least one opening 21 is present in the blade wall 13, which connects the first air cavity 18 to an outer region, the hot gas duct 51. Through this at least one opening 21, the air flows out of the first air cavity 18 into the hot gas duct, which also provides additional cooling of the blade wall 13 in this area.

Im Bereich der Anstreifkante 10 ist bspw. zumindest eine Öffnung 21 vorgesehen, durch die Kühlluft in den Heisgaskanal 51 strömt.
Die Öffnungen 21 können auch im Bereich der Abströmkante 7 vorhanden sein.
Durch die Öffnungen 21, die Filmkühllöcher bilden, ist eine Filmkühlung der äusseren Schaufelwand 13 möglich. In the area of the rubbing edge 10, for example, at least one opening 21 is provided, through which cooling air flows into the hot gas duct 51.
The openings 21 can also be present in the region of the trailing edge 7.
Through the openings 21, which form film cooling holes, film cooling of the outer blade wall 13 is possible.

Ein Teil der erwärmten Kühlluft kann auch wieder in einen Druckluftkreislauf zurückgeführt werden.Part of the heated cooling air can also be returned to one Compressed air circuit are returned.

Figur 1b zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäss ausgebildeten Turbinenschaufel 1.
Der erste Lufthohlraum 18 ist dabei im Längsschnitt L-förmig verlaufend ausgebildet, wobei sich ein L-Schenkel 27 entlang der Anstreifkante 10 entgegen der Strömungsrichtung 30 und ein L-Hals 28 sich etwa parallel zur Abströmkante 7 erstreckt.
Zur besonders effektiven Kühlung sind in dem L-Schenkel 27 bspw. mehrere Öffnungen 21 vorgesehen, durch die Luft im Bereich der Anstreifkante 10 in den Heissgaskanal 51 austritt. Der L-Schenkel 27 kann sich zu seiner Spitze 33 bspw. in der Nähe an der Anströmkante hin verjüngen, um die Anstreifkante 10 besonders dünn und filigran ausführen zu können.
Der Anteil des dampfgekühlten Bereichs liegt mit bspw. 80%immer noch bei sehr hoch.FIG. 1b shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
The first air cavity 18 is L-shaped in longitudinal section, an L-leg 27 extending along the brushing edge 10 against the flow direction 30 and an L-neck 28 extending approximately parallel to the trailing edge 7.
For particularly effective cooling, several openings 21 are provided in the L-leg 27, for example, through which air exits into the hot gas duct 51 in the region of the contact edge 10. The L-leg 27 can taper towards its tip 33, for example, in the vicinity of the leading edge, in order to be able to make the contact edge 10 particularly thin and filigree.
The proportion of the steam-cooled area is still very high at 80%, for example.

Figur 1c zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäß ausgebildeten Turbinenschaufel 1.
Im Gegensatz zur Figur 1b ist die L-Form so angeordnet, dass der L-Schenkel 27 wiederum an der Anstreifkante 10 angeordnet ist, hingegen der L-Hals 28 im Bereich der Anströmkante 4 angeordnet ist. Ebenso können an der Anströmkante 4 Öffnungen 21 ausgebildet sein, die Filmkühllöcher bilden. Durch die effektive Luftkühlung kann die Anströmkante 4 besonders dünn und filigran ausgeführt werden.FIG. 1c shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
In contrast to FIG. 1b, the L-shape is arranged such that the L-leg 27 is in turn arranged on the brushing edge 10, whereas the L-neck 28 is arranged in the region of the leading edge 4. Likewise, openings 21 can be formed on the leading edge, which form film cooling holes. Due to the effective air cooling, the leading edge 4 can be made particularly thin and filigree.

Figur 1d zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäß ausgebildeten Turbinenschaufel 1.
Im Vergleich zum Ausführungsbeispiel gemäß Figur 1c weist der Lufthohlraum 18 eine U-Form mit einem ersten U-Schenkel 25 und einem zweiten U-Schenkel 26, auf, so dass sowohl die Anströmkante 4, die Anstreifkante 10 und die Abströmkante 7 luftgekühlt wird.
Je nach Bedarf können Öffnungen 21 vorgesehen sein, die zu einer Filmkühlung der Turbinenschaufel 1 führen. Die Öffnungen 21 können wahlweise nur an der Anstreifkante 10, nur an der Anströmkante 4, nur an der Abströmkante 7, an der Anströmkante 4 und der Spitze 10, an der Anströmkante 4 und Abströmkante 7 oder an der Abströmkante 7 und der Anstreifkante 10 oder wie dargestellt an Anströmkante 4, Anstreifkante 10 und Abströmkante 7 vorhanden sein.FIG. 1d shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
In comparison to the exemplary embodiment according to FIG. 1c, the air cavity 18 has a U-shape with a first U-leg 25 and a second U-leg 26, so that both the leading edge 4, the brushing edge 10 and the trailing edge 7 are air-cooled.
Depending on requirements, openings 21 can be provided, which lead to film cooling of the turbine blade 1. The openings 21 can optionally only on the contact edge 10, only on the leading edge 4, only on the trailing edge 7, on the leading edge 4 and the tip 10, on the leading edge 4 and trailing edge 7 or on the trailing edge 7 and the contact edge 10 or as shown to be present on leading edge 4, rubbing edge 10 and trailing edge 7.

Figur 2 zeigt schematisch in einem Längsschnitt eine Gasturbine 36. Auf einer Gasturbinenwelle 39 sind hintereinander angeordnet ein Verdichter 42, eine Brennkammer 45 und ein Turbinenteil 48. Das Turbinenteil 48 weist einen Heissgaskanal 51 auf. Im Heissgaskanal 51 sind Gasturbinenschaufeln 1 angeordnet. Wechselnd aufeinander folgend sind Leitschaufelkränze und Laufschaufelkränze vorgesehen. Die in Strömungsrichtung ersten Gasturbinenschaufeln 1 gehören zu einem Leitschaufelkranz einer ersten Stufe der Gasturbine 36. Diese erste Stufe ist besonders hohen Temperaturen von aus der Brennkammer 45 austretendem Heißgas ausgesetzt. Die Gasturbinenschaufeln 1 werden - wie oben ausgeführt - über eine kombinierte Luftund Dampfkühlung gekühlt. Dazu wird dem Verdichter 42 Verdichterluft entnommen und über Luftzuführung 54 den Gasturbinenschaufeln 1 zugeführt. Über eine Dampfzuführung 57 wird den Gasturbinenschaufeln auch Dampf zugeführt. Vorzugsweise stammt dieser Dampf aus einer Dampfturbine eines kombinierten Gas- und Dampfprozesses. Figure 2 shows schematically in a longitudinal section Gas turbine 36. Are on a gas turbine shaft 39 arranged one behind the other a compressor 42, a combustion chamber 45 and a turbine part 48. The turbine part 48 has one Hot gas channel 51 on. In the hot gas channel 51 are Gas turbine blades 1 arranged. Alternating following are vane rings and moving vane rings intended. The first in the direction of flow Gas turbine blades 1 belong to a guide vane ring a first stage of the gas turbine 36. This first stage is particularly high temperatures from combustion chamber 45 escaping hot gas exposed. The gas turbine blades 1 are - as explained above - via a combined air and Steam cooling cooled. For this purpose, the compressor 42 Compressed air removed and 54 den via air supply Gas turbine blades 1 supplied. Via a steam supply 57 steam is also supplied to the gas turbine blades. This steam preferably comes from a steam turbine combined gas and steam process.

BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS

11
GasturbinenschaufelGas turbine blade
22
Anströmkanteleading edge
33
Abströmkantetrailing edge
44
Anstreifkantesquealer
55
Schaufelwandblade wall
66
erster Dampfhohlraumfirst steam cavity
77
zweiter Dampfhohlraumsecond steam cavity
88th
Lufthohlraumcavity
99
Öffnungopening
1010
HeißgaskanalHot gas duct
1111
L-SchenkelL-leg
1212
L-HalsL-neck
1313
Strömungsrichtungflow direction
1414
Spitze von 27Peak of 27
1515
Gasturbinegas turbine
1616
Wellewave
1717
Verdichtercompressor
1818
Brennkammercombustion chamber
1919
Turbinenteilturbine part
2020
HeißgaskanalHot gas duct
2121
Luftzuführungair supply
2222
Dampfzuführungsteam supply

Claims (31)

Luft- und dampfgekühlte Turbinenschaufel (1),
insbesondere Gasturbinenschaufel (1),
die an einem Ende eine Anstreifkante (10) aufweist, mit einer Schaufelwand (3), mit zumindest einem Dampfhohlraum (16, 17) für eine Dampfkühlung,
mit zumindest einem Lufthohlraum (18) für eine Luftkühlung,
wobei der zumindest eine Dampfhohlraum (16, 17) und der zumindest eine Lufthohlraum (18) voneinander getrennt sind,
dadurch gekennzeichnet,dass
die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweise luftgekühlt ist.Air and steam cooled turbine blade (1),
in particular gas turbine blade (1),
which has a scraping edge (10) at one end, with a blade wall (3), with at least one steam cavity (16, 17) for steam cooling,
with at least one air cavity (18) for air cooling,
the at least one steam cavity (16, 17) and the at least one air cavity (18) being separated from one another,
characterized in that
the brushing edge (10) is air-cooled at least in some areas. Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass der zumindest eine Dampfhohlraum (16, 17) der Gasturbinenschaufel (1) zur Einbringung in einen geschlossenen Dampfkühlkreislauf von der Schaufelwand (3) vollkommen umschlossen ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that the at least one steam cavity (16, 17) of the gas turbine blade (1) is completely enclosed by the blade wall (3) for introduction into a closed steam cooling circuit. Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass die Gasturbinenschaufel (1) eine Laufschaufel ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that the gas turbine blade (1) is a moving blade. Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,dass der Lufthohlraum (18) im Längsschnitt durch die Turbinenschaufel einen L-förmigen Verlauf aufweist, wobei ein L-Schenkel (27) der L-Form (27, 28) im Bereich der Anstreifkante (10) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that the air cavity (18) has an L-shaped profile in longitudinal section through the turbine blade, an L-leg (27) of the L-shape (27, 28) being arranged in the region of the brushing edge (10). Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,dass in einer Schaufelwand (3) der Gasturbinenschaufel (1) zum Lufthohlraum (18) hin zumindest eine Öffnung (21) vorhanden ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that at least one opening (21) is provided in a blade wall (3) of the gas turbine blade (1) to the air cavity (18). Turbinenschaufel nach Anspruch 5,
dadurch gekennzeichnet,dass zumindest eine Öffnung (21) im Bereich der Anstreifkante (10) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 5,
characterized in that at least one opening (21) is arranged in the region of the brushing edge (10). Turbinenschaufel nach Anspruch 5 oder 6,
dadurch gekennzeichnet,dass zumindest eine Öffnung (21) im Bereich der Abströmkante (7) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 5 or 6,
characterized in that at least one opening (21) is arranged in the region of the trailing edge (7). Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,dass der Lufthohlraum (18) im Längsschnitt durch die Turbinenschaufel (1) U-förmig verläuft,
wobei ein erster U-Schenkel (25) im Bereich der Anströmkante 4,
und ein zweiter U-Schenkel (26) im Bereich der Abströmkante 7 angeordnet ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that the air cavity (18) is U-shaped in longitudinal section through the turbine blade (1),
a first U-leg (25) in the area of the leading edge 4,
and a second U-leg (26) is arranged in the region of the trailing edge 7. Turbinenschaufel nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,dass ein L-Hals (28) im Bereich der Abströmkante (7) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 4,
characterized in that an L-neck (28) is arranged in the region of the trailing edge (7). Turbinenschaufel nach Anspruch 4 oder 9,
dadurch gekennzeichnet,dass ein L-Hals (28) im Bereich der Anströmkante (4) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 4 or 9,
characterized in that an L-neck (28) is arranged in the region of the leading edge (4). Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 5 - 7,
dadurch gekennzeichnet,dass zumindest eine Öffnung (21) im Bereich der Anströmkante (4) angeordnet ist. Turbine blade according to one of claims 5-7,
characterized in that at least one opening (21) is arranged in the region of the leading edge (4). Verfahren zur Kühlung einer in einem Heissgaskanal (51) einer Gasturbine (36) angeordneten Gasturbinenschaufel (1), die an einem Ende eine Anstreifkante (10) aufweist, bei dem gleichzeitig Luft und Dampf durch die Gasturbinenschaufel (1) geleitet wird, wobei die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweisedurch Luft gekühlt wird.Method for cooling a in a hot gas duct (51) a gas turbine blade (36) (1) which has a brushing edge (10) at one end, where air and steam flow through the Gas turbine blade (1) is passed, the Brushing edge (10) at least in regions due to air is cooled. Verfahren nach Anspruch 12,
bei dem der Dampf ohne Kontakt zum einem Heissgaskanal (51), in dem sich die Gasturbinenschaufel befindet, durch die Gasturbinenschaufel (1) geführt wird und die Luft zumindest teilweise in den Heisgaskanal (51) austritt.Method according to claim 12,
in which the steam is passed through the gas turbine blade (1) without contact to a hot gas channel (51) in which the gas turbine blade is located and the air at least partially exits into the hot gas channel (51). Verfahren nach Anspruch 12 oder 13,
bei dem eine Anströmkante (4) der Gasturbinenschaufel (1) mit dem Dampf und eine Abströmkante (7) der Gasturbinenschaufel (1) mit der Luft gekühlt wird.A method according to claim 12 or 13,
in which a leading edge (4) of the gas turbine blade (1) is cooled with the steam and a trailing edge (7) of the gas turbine blade (1) with the air. Verfahren nach Anspruch 14,
bei dem mindestens drei Viertel der Schaufelwand (13) der Gasturbinenschaufel (1) mit dem Dampf gekühlt werden.The method of claim 14
in which at least three quarters of the blade wall (13) of the gas turbine blade (1) are cooled with the steam. Verfahren nach Anspruch 12,
bei dem eine Anströmkante (4) der Gasturbinenschaufel (1) mit der Luft gekühlt wird.Method according to claim 12,
in which a leading edge (4) of the gas turbine blade (1) is cooled with the air. Verfahren nach Anspruch 12,
bei dem eine Anströmkante (4), eine Anstreifkante (10) und eine Abströmkante (7) mit der Luft gekühlt wird.Method according to claim 12,
in which a leading edge (4), a rubbing edge (10) and a trailing edge (7) are cooled with the air. Luft- und dampfgekühlte Turbinenschaufel,
insbesondere Gasturbinenschaufel,
die an einem Ende eine Anstreifkante aufweist,
mit zumindest einem Dampfhohlraum für eine Dampfkühlung, mit zumindest einem Lufthohlraum für eine Luftkühlung, wobei der zumindest eine Dampfhohlraum und der zumindest eine Lufthohlraum voneinander getrennt sind,
dadurch gekennzeichnet, dass die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweise luftgekühlt ist,
dass der Lufthohlraum (18) im Längsschnitt durch die Turbinenschaufel einen zumindest L-förmigen Verlauf aufweist,
wobei ein Schenkel (27) des zumindest L-förmigen Verlaufs (27, 28) im Bereich der Anstreifkante (10) angeordnet ist.Air and steam-cooled turbine blades,
especially gas turbine blade,
which has a scraping edge at one end,
with at least one steam cavity for steam cooling, with at least one air cavity for air cooling, the at least one steam cavity and the at least one air cavity being separated from one another,
characterized in that the brushing edge (10) is air-cooled at least in some areas,
that the air cavity (18) has an at least L-shaped profile in longitudinal section through the turbine blade,
one leg (27) of the at least L-shaped course (27, 28) being arranged in the region of the brushing edge (10). Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass der zumindest eine Dampfhohlraum (16, 17) der Turbinenschaufel (1) zur Einbringung in einen geschlossenen Dampfkühlkreislauf von einer Schaufelwand (3) der Turbinenschaufel (1) vollkommen umschlossen ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that the at least one steam cavity (16, 17) of the turbine blade (1) for insertion into a closed steam cooling circuit is completely enclosed by a blade wall (3) of the turbine blade (1). Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,dass
die Turbinenschaufel (1) eine Laufschaufel ist. Turbine blade according to claim 1,
characterized in that
the turbine blade (1) is a moving blade. Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,dass
in einer Schaufelwand (3) der Turbinenschaufel (1) zum Lufthohlraum (18) hin zumindest eine Öffnung (21) vorhanden ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that
At least one opening (21) is provided in a blade wall (3) of the turbine blade (1) to the air cavity (18). Turbinenschaufel nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,dass
zumindest eine Öffnung (21) im Bereich der Anstreifkante (10) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 4,
characterized in that
at least one opening (21) is arranged in the area of the brushing edge (10). Turbinenschaufel nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,dass
zumindest eine Öffnung (21) im Bereich einer Abströmkante (7) der Turbinenschaufel (1) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 4,
characterized in that
at least one opening (21) is arranged in the region of a trailing edge (7) of the turbine blade (1). Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,dass
der Lufthohlraum (18) im Längsschnitt durch die Turbinenschaufel (1) U-förmig verläuft,
wobei ein erster U-Schenkel (25,28) im Bereich der Anströmkante (4),
und ein zweiter U-Schenkel (26,28) im Bereich einer Abströmkante (7) der Turbinenschaufel (1) angeordnet ist. Turbine blade according to claim 1,
characterized in that
the air cavity (18) is U-shaped in longitudinal section through the turbine blade (1),
a first U-leg (25, 28) in the area of the leading edge (4),
and a second U-leg (26, 28) is arranged in the region of a trailing edge (7) of the turbine blade (1). Turbinenschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet,dass
ein L-Hals (28) des zumindest L-förmigen Lufthohlraums (18) im Bereich der Abströmkante (7) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 1,
characterized in that
an L-neck (28) of the at least L-shaped air cavity (18) is arranged in the region of the trailing edge (7). Turbinenschaufel nach Anspruch 1 oder 8,
dadurch gekennzeichnet,dass
ein L-Hals (28) des zumindest L-förmigen Lufthohlraums (18) im Bereich der Anströmkante (4) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 1 or 8,
characterized in that
an L-neck (28) of the at least L-shaped air cavity (18) is arranged in the region of the leading edge (4). Turbinenschaufel nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet,dass
zumindest eine Öffnung (21) im Bereich der Anströmkante (4) angeordnet ist.Turbine blade according to claim 4,
characterized in that
at least one opening (21) is arranged in the region of the leading edge (4). Verfahren zur Kühlung einer in einem Heissgaskanal (51) einer Gasturbine (36) angeordneten Gasturbinenschaufel (1),
die an einem Ende eine Anstreifkante (10) aufweist, bei dem gleichzeitig Luft und Dampf durch die Gasturbinenschaufel (1) geleitet wird,
wobei die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweise und wobei eine Anströmkante (4) der Gasturbinenschaufel (1) mit Luft gekühlt wird. Method for cooling a gas turbine blade (1) arranged in a hot gas duct (51) of a gas turbine (36),
which has a scraping edge (10) at one end, in which air and steam are simultaneously passed through the gas turbine blade (1),
wherein the brushing edge (10) is cooled at least in regions and wherein a leading edge (4) of the gas turbine blade (1) is cooled with air. Verfahren zur Kühlung einer in einem Heissgaskanal (51) einer Gasturbine (36) angeordneten Gasturbinenschaufel (1),
die an einem Ende eine Anstreifkante (10) aufweist, bei dem gleichzeitig Luft und Dampf durch die Gasturbinenschaufel (1) geleitet wird,
wobei die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweise durch Luft und
wobei eine Anströmkante (4) und eine Abströmkante (7) mit der Luft gekühlt wird.Method for cooling a gas turbine blade (1) arranged in a hot gas duct (51) of a gas turbine (36),
which has a scraping edge (10) at one end, in which air and steam are simultaneously passed through the gas turbine blade (1),
wherein the brushing edge (10) at least in regions by air and
wherein a leading edge (4) and a trailing edge (7) are cooled with the air. Verfahren nach Anspruch 11 oder 12,
bei dem Dampf ohne Kontakt zum einem Heissgaskanal (51), in dem sich die Gasturbinenschaufel (1) befindet, durch die Gasturbinenschaufel (1) geführt wird und die Luft zumindest teilweise in den Heisgaskanal (51) austritt.The method of claim 11 or 12,
in the case of the steam without contact to a hot gas duct (51) in which the gas turbine blade (1) is located, is guided through the gas turbine blade (1) and the air at least partially exits into the hot gas duct (51). Verfahren nach Anspruch 11 oder 12,
bei dem mindestens drei Viertel einer Schaufelwand (13) der Gasturbinenschaufel (1) mit Dampf gekühlt werden.The method of claim 11 or 12,
in which at least three quarters of a blade wall (13) of the gas turbine blade (1) are cooled with steam.
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