EP1557533B1 - Cooling of a turbine blade with a raised floor between blade and tip - Google Patents

Cooling of a turbine blade with a raised floor between blade and tip Download PDF

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EP1557533B1
EP1557533B1 EP20040001468 EP04001468A EP1557533B1 EP 1557533 B1 EP1557533 B1 EP 1557533B1 EP 20040001468 EP20040001468 EP 20040001468 EP 04001468 A EP04001468 A EP 04001468A EP 1557533 B1 EP1557533 B1 EP 1557533B1
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EP
European Patent Office
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blade
wall
cooling
turbine
blade tip
Prior art date
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EP20040001468
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EP1557533A1 (en
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Stefan Dr. Baldauf
Hans-Thomas Dr. Bolms
Michael HÄNDLER
Christian Lerner
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Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Publication date
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Priority to DE200450006484 priority patent/DE502004006484D1/en
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    • 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
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
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    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade with a turbine blade towards the tip, along a blade axis, arranged in the form of a hollow profile and a blade tip in the form of a hollow profile, wherein the blade at its turbine blade end facing side in the hollow profile transverse to the blade axis first Has wall and the blade tip on its side facing away from the turbine blade end side has a hollow profile transverse to the blade axis extending second wall, wherein the first wall and the second wall opposite to form a cooling means carrying double bottom opposite.
  • the invention also relates to a gas turbine having an annular passage gas flow channel extending along an axis of the gas turbine for impinging a working fluid and a plurality of blade stages arranged along the axis, wherein a blade stage comprises a number of annularly arranged turbine blades radially extending into the flow passage , which can be acted upon by a cooling fluid.
  • Turbine blades which are exposed to the same for receiving the kinetic energy of the working fluid are to be designed in view of such loads.
  • a turbine blade may be in the form of a rotor blade attached to a rotor and to the rotor.
  • a turbine blade may be formed in the form of a fixedly attached to the housing of a turbine vane.
  • the tip of the turbine blade is exposed to high thermal loads.
  • the outer shape of the blade tip is primarily determined by an aerodynamic task. Furthermore, manufacturing reasons play an essential role in shaping.
  • a turbine blade, and in particular the blade tip due to the high thermal loads, a cooling engineering design relevant. To achieve long service life, the tip must be cooled. Without cooling the blade tip, it would oxidize rapidly. However, the life requirements for vanes, and in particular buckets, are still increasing. This means that the component temperature must be kept within reasonable limits by using a cooling fluid.
  • the cooling engineering design of a turbine blade, in particular a blade in which in particular the design of the blade tip is relevant, the use of cooling fluid should be designed efficiently in order to increase the overall efficiency and performance of a gas turbine.
  • the DE 198 131 73 A1 discloses a cooled blade of a gas turbine, the airfoil in the hollow profile carries a plurality of webs, which serve as swirling means.
  • a shroud or deck or blade stiffening band is further disposed at the end of the blade.
  • a cooling air opening and a cooling air outlet communicate with the hollow profile around this shroud.
  • the shroud is deformed and has a narrow central portion, so that this shroud is made lightweight.
  • many shroud cooling air openings formed parallel to each other such that a shape is provided, by means of which the cooling air can be discharged from the cooling air outlet to the outside.
  • the invention begins, whose object is to provide a turbine blade and a gas turbine with a turbine blade, in which an improved cooling of the blade tip is provided, which can be produced in a particularly simple manner.
  • the object is achieved by the invention by means of the turbine blade mentioned above, in which according to the invention the blade tip and the blade are made separately and the second wall a closure means for a core holding bore in the first wall.
  • the cooling means are provided in particular for cooling the blade tip and are measures that support improved heat transfer between the blade and the cooling medium.
  • the essential finding of the invention is that the raised floor formed by the first and the second wall is particularly effective for mounting cooling means as the heat transfer improving measure and thus can be used to a particularly efficient cooling of the blade tip.
  • the invention is based on the consideration that the geometry of a double bottom is a particularly suitable basis for a cooling technical means. Different types of cooling-technical means come into question, all of which can be interpreted very effectively within the framework of the geometry of said double floor.
  • the invention proposes that the airfoil and the blade tip, as part of the manufacturing process, are separated, e.g. in a casting process. In this way, it is particularly easy to produce the above double floor and thus available for cooling measures available cavity. Casting technically, the formation of such a geometry usually presents a problem if the turbine blade as a whole had to be cast. The arrangement of the above cavities and said cooling means can be particularly easily effected by the separate production of the blade and blade tip.
  • a holding bore for the airfoil also referred to as core holding bore provided.
  • the tip of the fel tip expediently carries the second wall with a stopper or another closure means for the core holding bore, so that in an assembled state of the blade and the blade tip, the closure means on the second wall closes the core holding bore in the first wall.
  • the first and / or the second wall is a wall which extends across the entire cross section of the hollow profile in the interior of the hollow profile transversely to the blade axis, preferably perpendicular to the blade axis, ie horizontally.
  • the false bottom formed according to the concept of the invention and carrying cooling means provides for the formation of a cavity between the first wall and the second wall.
  • the cooling means is an agent selected from the group consisting of: turbulator, impingement coolant and film coolant. That is expedient come to increase the cooling efficiency of the principle of turbulence ren, impingement cooling and film cooling or other measures to increase the cooling effect of the cooling medium used or to lower the external hot gas temperature individually or in combination for use.
  • the first wall and / or the second wall carries a number of turbulence elements.
  • Such swirling elements serve to swirl a cooling fluid when the turbine blade is exposed to a cooling fluid.
  • the turbulence of the cooling fluid between the first wall and the second wall ie in the above-mentioned cavity, expedient.
  • Further swirling elements also have an advantageous effect in terms of heat dissipation from the blade tip, such as e.g. a suitable arrangement of ribs or joints.
  • the first wall carries a number of impingement cooling apertures which, upon impingement of the turbine blade with cooling fluid, allow the cooling fluid to impinge on the second wall.
  • a cooling fluid from the blade to the blade tip is first passed through the first wall and then optionally additionally through the second wall.
  • An impingement cooling opening in the first wall is characterized in particular in that it is arranged at an angle in the range of approximately 0 ° relative to the blade axis, that is to say perpendicular to the second wall.
  • the second wall and / or the airfoil of the blade tip carries a number of film cooling apertures which, upon exposure to the turbine blade with cooling fluid, will produce a film of cooling fluid on the wall structure of the blade tip.
  • film cooling openings thus lead obliquely from the inside to the outside in the direction of the turbine blade end and guide cooling fluid to the inner wall and / or outer wall of the blade tip.
  • a film cooling opening is therefore arranged essentially at an angle of ⁇ 90 ° and significantly greater than 0 ° relative to the blade axis in the second wall.
  • film cooling openings for cooling the airfoil may possibly also be provided on the first wall. Further measures can be realized by further cooling openings or cooling channels.
  • the wall structure of the blade tip may have a higher porosity and / or a smaller wall thickness than the wall structure of the blade leaf. This applies above all to the outer walls of the blade tip and the blade. This has the advantage that the mass of a blade tip to be cooled is kept as low as possible. Furthermore, it is possible to manufacture the airfoil and the blade tip from different materials in order to obtain particular advantages, e.g. low weight or high thermal conductivity of the blade tip or e.g. To be able to realize high strength of the blade at the same time.
  • the blade and the blade tip in the context of the manufacturing process, separately, for example in a casting process, is produced. In this way, it is particularly easy to produce the above double floor and thus available for cooling measures available cavity.
  • the second wall and / or the airfoil of the blade tip carries a number of film cooling apertures which, upon exposure to the turbine blade with cooling fluid, will produce a film of cooling fluid on the wall structure of the blade tip.
  • film cooling openings thus lead obliquely from the inside to the outside in the direction of the turbine blade end and guide cooling fluid to the inner wall and / or outer wall of the blade tip.
  • a film cooling opening is therefore arranged essentially at an angle of ⁇ 90 ° and significantly greater than 0 ° relative to the blade axis in the second wall.
  • film cooling openings for cooling the airfoil may possibly also be provided on the first wall. Further measures can be realized by further cooling openings or cooling channels.
  • the wall structure of the blade tip may have a higher porosity and / or a smaller wall thickness than the wall structure of the blade leaf. This applies above all to the outer walls of the blade tip and the blade. This has the advantage that the mass of a blade tip to be cooled is kept as low as possible. Furthermore, it is possible to produce the blade and the blade tip from different materials in order to realize special advantages such as low weight or high thermal conductivity of the blade tip or eg high strength of the blade at the same time.
  • the airfoil and the blade tip are cast from different materials.
  • the airfoil is cast from a high strength material.
  • the blade tip is cast from a highly heat-conductive material.
  • the blade tip is soldered to the blade in a joining process and / or welded.
  • a mechanical connection is also possible in addition or as an alternative.
  • the invention also leads to a gas turbine of the type mentioned, in which the turbine blades are formed above explained type.
  • FIG. 1 shows a rotor blade 1 attached to a rotor 3 of a gas turbine, not shown.
  • the rotor blade 1 is one of a number of annularly arranged, radially extending in a flow channel 5 of the gas turbine turbine blades, which form in its entirety a blade stage, which in the annular cross section of the flow channel 5 extends.
  • a variety of such annular blade stages is as well as the Flow channel arranged along an axis 7 of the gas turbine, not shown.
  • the flow channel 5 is acted upon by a working fluid 9 in the form of a hot gas mixture, which relaxes under the drive of the moving blade 1 and thus emits its kinetic energy while rotating the rotor to drive a generator, not shown.
  • the rotor blade 1 points toward the turbine blade end 29, along its blade axis 11 one after the other arranged on a platform portion 13, arranged in the form of a hollow profile blade 15 and arranged in the form of a hollow blade blade tip 17.
  • the platform region 13 in this case comprises a blade platform for limiting the flow channel 5 and a blade root, which are not shown in detail.
  • the blade 1 is as schematically indicated, acted upon via a channel system 19 with a cooling fluid 21.
  • the cooling system 19 also has suitable dosing means 23 which can control the supply 25 of the cooling fluid 21 into the blade and which are indicated here only schematically by the reference numeral 23.
  • the cooling of the blade 1 extends in particular to the blade 15 and the blade tip 17th
  • FIG. 2 an embodiment of the design of the cooling system 19 in the region 27 between the blade 15 and the blade tip 17 is shown.
  • FIG. 3 shows the embodiment according to the invention.
  • the transition region 27 comprises in particular the airfoil 15 on its side facing the turbine blade end 29 of the turbine blade 1 and the blade tip 17 on its side facing away from the turbine blade end 29 of the rotor blade 1.
  • FIG. 2 shows a blade according to the preamble of claim 1, wherein the blade and the blade tip are made separately 31 in the transition region 27 of FIG. 1 in a perspective sectional view.
  • the rotor blade 31 has an airfoil 33 designed as a hollow profile and a blade tip 35 designed as a hollow profile.
  • the hollow profile of the blade 33 in this case has a cavity 37 and the hollow profile of the blade tip 35 in this case has a cavity 39, the part of in FIG. 1 are shown cooling system 19 and can be acted upon with cooling fluid.
  • the airfoil 33 has at its in FIG. 1 shown turbine blade end 29 of the turbine blade 31 side facing a transverse to the blade axis 11 extending first wall 41.
  • the blade tip 35 has at its from the in FIG.
  • the first wall 41 and the second wall 43 are opposed to form a double bottom 45.
  • a cavity 47 is formed between the first wall 41 and the second wall 43, both of which extend horizontally over the entire cross section of the hollow profile.
  • the double bottom 45 carries thereby cooling technical means, which are explained in detail below.
  • the second wall 43 carries a number of swirling or turbulator elements in the form of nipples 49 and dimples 51.
  • a nipple 49 is formed in the cavity 47 on the second wall 43.
  • a dimple 51 expands the cavity 47 in the form of a recess in the second wall 43.
  • the said swirling elements serve primarily to swirl a cooling fluid which flows through the impingement cooling openings 53 in the first Wall 41 can be supplied to the cavity 47.
  • the impact cooling openings 53 are arranged perpendicular to the second wall 43.
  • first wall 41 is arranged so close to the second wall 43, that a correspondingly pressurized cooling medium bounces on the second wall 43 via the impingement cooling openings 53 and the blade tip 35 effectively cools via the second web 43 in the context of impingement cooling.
  • said turbulence elements in the form of nipples 49 and dimples 51 this illustrated impingement cooling is enhanced. That is, heat received in the blade tip is effectively dissipated by the cooling fluid.
  • the second wall 43 has a first number of film cooling holes 55 and a second number of film cooling holes 57.
  • a first film cooling opening 55 is aligned obliquely from the inside to the outside in the direction of the turbine blade end 29 of the turbine blade 31 and can thus afford a film of cooling fluid on the inner wall 59 of the blade tip 35 in a suitably gentle manner.
  • An even more obliquely arranged second film cooling opening 57 makes it possible to produce a further film of cooling fluid on the outer wall 61 of the blade tip 35 via the same mechanism.
  • the wall structure of the blade tip 35 has a wall thickness 63 which is smaller than the wall thickness 65 of the wall structure of the blade 33.
  • the wall structure of the blade tip 35 has the same reason a higher porosity, not shown, than the wall structure of the airfoil 33.
  • the double bottom 45 of the rotor blade 31, which comprises a cavity 47 is advantageously provided with cooling-technical means, which it allow to effectively cool the blade tip 35 and thus save cooling medium, which can increase the overall efficiency of a gas turbine.
  • blade 31 advantageously produce in the context of a manufacturing process, which provides a separate casting process, and thus a separate production of the airfoil 33 on the one hand and the blade tip on the other. The separately cast blade tip 35 is then soldered to the separately cast airfoil 33 to form the double bottom 45 and the cavity 47.
  • the particularly advantageous double bottom 45 with cavity 47 and cooling means can thus be particularly useful to achieve via a separate casting process for blade tip 35 and blade 33 as explained.
  • the airfoil 33 can be cast from a different material than the blade tip 35.
  • the airfoil 33 is expediently cast in terms of its greater mechanical stress of a high-strength material, while the blade tip 35 with respect to their higher thermal stress of a highly heat-conductive material , For example, a cobalt material is poured.
  • a blade according to claim 1, is in FIG. 3 In particular, with a view to simplifying the manufacturing process in addition to the in FIG. 2 having shown blade further elements.
  • the remaining features of FIG. 2 are in FIG. 3 provided with the same reference numerals.
  • the airfoil 73 provides a core-holding bore 77 in the first wall 79, which in the present case is closed by a plug 81 in the second wall 83 of the blade tip 85 as soon as the separately prepared blade tip 85 and the separately manufactured airfoil 73 abut one another are joined. Because the here explained challenging geometry of the blade tip 85 does not have to be poured together with the blade 73, the cast of the blade 71 is simplified.
  • the core holding hole 77 shown here which is available by casting, can be closed particularly reliably.
  • the connection between the blade tip 85 and the blade 73 is in the present case produced by a particularly suitable welding method in the joining region 87.
  • the connecting surfaces between blade tip 85 and blade 73 in the joining region 87 can be produced in a particularly simple and precise manner.
  • the closure of the core holding hole 77 is carried out in the context of a specially measured fit of the plug 81 on the core holding hole 77th
  • blade 31 Both at the in FIG. 2 shown blade 31 as well as in the FIG. 3 shown blade 71 can in a separate production of airfoil 33, 73 and blade tip 35, 85 relatively complex cooling means still in a relatively simple manner in a casting technology manufacturing process in the blade profile 31, 71 provide and thus a particularly efficient cooling of the blade tip 35, Reach 85.
  • a turbine blade according to claim 1 is designed for more efficient cooling of a blade tip 85.

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel mit einem zur Spitze der Turbinenschaufel hin, entlang einer Schaufelachse, in Form eines Hohlprofils angeordneten Schaufelblatt und mit einer Schaufelspitze in Form eines Hohlprofils, bei der das Schaufelblatt an seiner dem Turbinenschaufelende zugewandten Seite einen im Hohlprofil quer zur Schaufelachse verlaufende erste Wand aufweist und die Schaufelspitze an ihrer von dem Turbinenschaufelende abgewandten Seite eine im Hohlprofil quer zur Schaufelachse verlaufende zweite Wand aufweist, wobei sich die erste Wand und die zweite Wand unter Bildung eines kühlungstechnische Mittel tragenden Doppelbodens gegenüberliegen. Die Erfindung betrifft auch eine Gasturbine mit einem entlang einer Achse der Gasturbine sich erstreckenden Strömungskanal mit ringförmigem Querschnitt zur Beaufschlagung mit einem Arbeitsfluid und einer Anzahl von entlang der Achse angeordneten Schaufelstufen, wobei eine Schaufelstufe eine Anzahl von ringförmig angeordneten sich radial in den Strömungskanal erstreckende Turbinenschaufeln aufweist, die mit einem Kühlfluid beaufschlagbar sind.The invention relates to a turbine blade with a turbine blade towards the tip, along a blade axis, arranged in the form of a hollow profile and a blade tip in the form of a hollow profile, wherein the blade at its turbine blade end facing side in the hollow profile transverse to the blade axis first Has wall and the blade tip on its side facing away from the turbine blade end side has a hollow profile transverse to the blade axis extending second wall, wherein the first wall and the second wall opposite to form a cooling means carrying double bottom opposite. The invention also relates to a gas turbine having an annular passage gas flow channel extending along an axis of the gas turbine for impinging a working fluid and a plurality of blade stages arranged along the axis, wherein a blade stage comprises a number of annularly arranged turbine blades radially extending into the flow passage , which can be acted upon by a cooling fluid.

Bei einer Gasturbine obiger Art treten im Strömungskanal Temperaturen auf, die im Bereich zwischen 1000°C und 1400°C liegen können, wenn dieser mit einem Arbeitsfluid in Form von Heißgas beaufschlagt wird. Turbinenschaufeln, die zur Aufnahme der kinetischen Energie des Arbeitsfluids demselben ausgesetzt sind, sind im Hinblick auf derartige Belastungen auszulegen. Eine Turbinenschaufel kann in Form einer sich mit einem Rotor und an dem Rotor befestigten Laufschaufel ausgebildet sein. Weiters kann eine Turbinenschaufel in Form einer am Gehäuse einer Turbine fest angebrachten Leitschaufel ausgebildet sein. Gleichermaßen ist bei beiden Schaufelarten insbesondere die Spitze der Turbinenschaufel hohen thermischen Belastungen ausgesetzt. Bei einer Laufschaufel tritt zudem die durch die Rotationsbewegung auftretende hohe mechanische Belastung hinzu.In a gas turbine of the above type occur in the flow channel temperatures that can be in the range between 1000 ° C and 1400 ° C, when it is acted upon by a working fluid in the form of hot gas. Turbine blades which are exposed to the same for receiving the kinetic energy of the working fluid are to be designed in view of such loads. A turbine blade may be in the form of a rotor blade attached to a rotor and to the rotor. Furthermore, a turbine blade may be formed in the form of a fixedly attached to the housing of a turbine vane. Similarly, in both types of blades, in particular the tip of the turbine blade is exposed to high thermal loads. When a blade occurs In addition, the high mechanical stress caused by the rotational movement added.

Die äußere Formgebung der Schaufelspitze ist primär durch eine aerodynamische Aufgabenstellung bestimmt. Weiterhin spielen bei der Formgebung fertigungstechnische Gründe eine wesentliche Rolle. Daneben ist für die weitere Ausgestaltung einer Turbinenschaufel, und dabei insbesondere der Schaufelspitze, infolge der hohen thermischen Belastungen eine kühlungstechnische Auslegung relevant. Um nämlich hohe Standzeiten zu erreichen, muss die Spitze gekühlt werden. Ohne Kühlung der Schaufelspitze würde diese rasch oxidieren. Die Lebensdauer-Anforderungen an Leitschaufeln, und insbesondere an Laufschaufeln, werden dennoch immer größer. Das heißt die Bauteiltemperatur muss durch den Einsatz von einem Kühlfluid innerhalb gut vertretbarer Grenzen gehalten werden. Darüber hinaus sollte bei der kühlungstechnischen Auslegung einer Turbinenschaufel, insbesondere einer Laufschaufel, bei der insbesondere die Auslegung der Schaufelspitze relevant ist, der Einsatz von Kühlfluid effizient gestaltet werden, um den Gesamtwirkungsgrad und die Leistung einer Gasturbine zu steigern.The outer shape of the blade tip is primarily determined by an aerodynamic task. Furthermore, manufacturing reasons play an essential role in shaping. In addition, for the further embodiment a turbine blade, and in particular the blade tip, due to the high thermal loads, a cooling engineering design relevant. To achieve long service life, the tip must be cooled. Without cooling the blade tip, it would oxidize rapidly. However, the life requirements for vanes, and in particular buckets, are still increasing. This means that the component temperature must be kept within reasonable limits by using a cooling fluid. Moreover, in the cooling engineering design of a turbine blade, in particular a blade, in which in particular the design of the blade tip is relevant, the use of cooling fluid should be designed efficiently in order to increase the overall efficiency and performance of a gas turbine.

Zur Kühlung einer Turbinenschaufel und insbesondere einer Turbinenschaufelspitze sind eine Reihe von Maßnahmen vorgeschlagen worden. Die US 4,519,745 sieht zur Kühlung eines Schaufelblatts in Form eines Hohlprofils eine geriffelte Aufteilung der Innenwand des Hohlprofils vor. Zur Kühlung einer Schaufelspitze ist eine Vielzahl von Kanälen und eine Aussparung in einer Lageraufnahmefläche für die Schaufelspitze vorgesehen, so dass die Schaufelspitze von außen mit einem über die Kanäle und die Aussparung transportierten Kühlfluid gekühlt werden kann.For cooling a turbine blade and in particular a turbine blade tip a number of measures have been proposed. The US 4,519,745 For cooling an airfoil in the form of a hollow profile, a corrugated division of the inner wall of the hollow profile is provided. For cooling a blade tip a plurality of channels and a recess in a bearing receiving surface for the blade tip is provided, so that the blade tip can be cooled from the outside with a transported through the channels and the recess cooling fluid.

Die DE 198 131 73 A1 offenbart eine gekühlte Laufschaufel einer Gasturbine, dessen Schaufelblatt im Hohlprofil eine Vielzahl von Stegen trägt, welche als Verwirbelungseinrichtungen dienen. Ein Schirmblech oder Deck- oder Schaufelversteifungsband ist des Weiteren am Ende der Laufschaufel angeordnet. Eine Kühlluftöffnung und ein Kühlluftauslass stehen mit dem Hohlprofil um dieses Deckband herum in Verbindung. Des Weiteren ist das Deckband verformt und weist einen schmalen mittleren Abschnitt auf, so dass dieses Deckband leichtgewichtig gemacht wird. In ähnlicher Weise sind viele Deckband-Kühlluftöffnungen parallel zueinander derart ausgebildet, dass eine Gestalt vorgesehen wird, mittels derer die Kühlluft von dem Kühlluftauslass nach außen abgelassen werden kann.The DE 198 131 73 A1 discloses a cooled blade of a gas turbine, the airfoil in the hollow profile carries a plurality of webs, which serve as swirling means. A shroud or deck or blade stiffening band is further disposed at the end of the blade. A cooling air opening and a cooling air outlet communicate with the hollow profile around this shroud. Furthermore, the shroud is deformed and has a narrow central portion, so that this shroud is made lightweight. Similarly, many shroud cooling air openings formed parallel to each other such that a shape is provided, by means of which the cooling air can be discharged from the cooling air outlet to the outside.

Ferner zeigt die US 6,164,914 eine Turbinenschaufel mit einer Anstreifkante nach Art eines doppelten Bodens.Furthermore, the shows US 6,164,914 a turbine blade with a squealer like a double bottom.

Es ist auch bekannt eine Laufschaufelspitze dadurch intensiv zu kühlen, dass Bohrungen im Hohlprofil der Schaufelspitze selbst vorgesehen sind, um eine Schaufelspitze im Rahmen einer Filmkühlung zu kühlen. Dabei wird ein Kühlfluid aus den Bohrungen getrieben und legt sich in Form eines Films kühlend auf die Außenoberfläche des Hohlprofils. Bei den oben genannten Turbinenschaufeln besteht das Problem, dass einerseits die Kühlung einer Schaufelspitze noch effizienter gestaltet werden kann, aber zum anderen die kühlungstechnische Auslegung einer Schaufelspitze im Vergleich zum Schaufelblatt zu komplex ist, als dass sie fertigungstechnisch vorteilhaft hergestellt werden könnte.It is also known to intensively cool a blade tip by providing holes in the hollow profile of the blade tip itself in order to cool a blade tip as part of a film cooling process. In this case, a cooling fluid is driven out of the bores and settles in the form of a film cooling on the outer surface of the hollow profile. In the turbine blades mentioned above, there is the problem that on the one hand, the cooling of a blade tip can be made more efficient, but on the other hand, the cooling technology design of a blade tip is too complex compared to the blade, as that they could be manufactured advantageously produced.

Wünschenswert wäre, zur Steigerung der Leistung und des Gesamtwirkungsgrads einer Gasturbine, eine Turbinenschaufel, bei der ein Einsatz von Kühlmedium möglichst effizient gestaltet werden kann und die sich zudem leichter herstellen lässt.It would be desirable to increase the performance and the overall efficiency of a gas turbine, a turbine blade, in which the use of cooling medium can be made as efficient as possible and also easier to manufacture.

An dieser Stelle setzt die Erfindung an, deren Aufgabe es ist, eine Turbinenschaufel und eine Gasturbine mit einer Turbinenschaufel anzugeben, bei der eine verbesserte Kühlung der Schaufelspitze vorgesehen ist, welche sich besonders einfacher herstellen lässt.At this point, the invention begins, whose object is to provide a turbine blade and a gas turbine with a turbine blade, in which an improved cooling of the blade tip is provided, which can be produced in a particularly simple manner.

Betreffend die Turbinenschaufel wird die Aufgabe durch die Erfindung mittels der eingangs genannten Turbinenschaufel gelöst, bei der erfindungsgemäß die Schaufelspitze und das Schaufelblatt getrennt hergestellt ist und die zweite Wand ein Verschlussmittel für eine Kernhaltebohrung in der ersten Wand aufweist.With regard to the turbine blade, the object is achieved by the invention by means of the turbine blade mentioned above, in which according to the invention the blade tip and the blade are made separately and the second wall a closure means for a core holding bore in the first wall.

Die kühlungstechnischen Mittel sind insbesondere zur Kühlung der Schaufelspitze vorgesehen und stellen Maßnahmen dar, die einen verbesserten Wärmeübergang zwischen Schaufel und Kühlmedium unterstützen. Die wesentliche Erkenntnis der Erfindung liegt darin, dass der durch die erste und die zweite Wand gebildete Doppelboden besonders effektiv zur Anbringung von kühlungstechnischen Mitteln als den Wärmeübergang verbessernde Maßnahme geeignet ist und damit zu einer besonders effizienten Kühlung der Schaufelspitze genutzt werden kann. Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass die Geometrie eines Doppelbodens eine besonders geeignete Grundlage für ein kühlungstechnisches Mittel ist. Dabei kommen unterschiedliche Arten von kühlungstechnischen Mitteln in Frage, die allesamt im Rahmen der Geometrie des genannten Doppelbodens sehr effektiv auslegbar sind.The cooling means are provided in particular for cooling the blade tip and are measures that support improved heat transfer between the blade and the cooling medium. The essential finding of the invention is that the raised floor formed by the first and the second wall is particularly effective for mounting cooling means as the heat transfer improving measure and thus can be used to a particularly efficient cooling of the blade tip. The invention is based on the consideration that the geometry of a double bottom is a particularly suitable basis for a cooling technical means. Different types of cooling-technical means come into question, all of which can be interpreted very effectively within the framework of the geometry of said double floor.

Die Erfindung schlägt vor, dass das Schaufelblatt und die Schaufelspitze, im Rahmen des Herstellungsverfahrens, getrennt, z.B. in einem Gussverfahren, hergestellt ist. Auf diese Weise ist es nämlich besonders einfach möglich den oben genannten Doppelboden und den damit für kühlungstechnische Maßnahmen zur Verfügung stehenden Hohlraum herzustellen. Gusstechnisch stellt die Bildung einer solchen Geometrie üblicherweise ein Problem dar, wenn die Turbinenschaufel im Ganzen hätte gegossen werden müssen. Die Anordnung der obigen Hohlräume und der genannten kühlungstechnischen Mittel lässt sich besonders einfach durch die getrennte Herstellung von Schaufelblatt und Schaufelspitze bewirken.The invention proposes that the airfoil and the blade tip, as part of the manufacturing process, are separated, e.g. in a casting process. In this way, it is particularly easy to produce the above double floor and thus available for cooling measures available cavity. Casting technically, the formation of such a geometry usually presents a problem if the turbine blade as a whole had to be cast. The arrangement of the above cavities and said cooling means can be particularly easily effected by the separate production of the blade and blade tip.

Bei einem getrennten Gießvorgang für das Schaufelblatt und die Schaufelspitze ist im Rahmen des Gussverfahrens für das Schaufelblatt zweckmäßigerweise in der ersten Wand eine Haltebohrung für das Schaufelblatt, auch als Kernhaltebohrung bezeichnet, vorzusehen. Bei einer getrennt gegossenen Schau felspitze trägt zweckmäßigerweise die zweite Wand einen Stopfen oder ein anderes Verschlussmittel für die Kernhaltebohrung, so dass in einem zusammengesetzten Zustand von Schaufelblatt und Schaufelspitze das Verschlussmittel an der zweiten Wand die Kernhaltebohrung in der ersten Wand verschließt.In a separate casting process for the airfoil and the blade tip is in the context of the casting process for the airfoil expediently in the first wall, a holding bore for the airfoil, also referred to as core holding bore provided. In a separately cast show The tip of the fel tip expediently carries the second wall with a stopper or another closure means for the core holding bore, so that in an assembled state of the blade and the blade tip, the closure means on the second wall closes the core holding bore in the first wall.

Vorteilhafte Weiterbildungen der Erfindung sind den Unteransprüchen zu entnehmen und geben im Einzelnen vorteilhafte Möglichkeiten an die Turbinenschaufel hinsichtlich der Kühlung der Schaufelspitze mit einer ganzen Reihe von weiteren Vorteilen gegenüber bisher üblichen Maßnahmen auszugestalten. Vorteilhaft handelt es sich bei der ersten und/oder der zweiten Wand um eine Wand, die sich über den gesamten Querschnitt des Hohlprofils im Innenraum des Hohlprofils quer zur Schaufelachse erstreckt, vorzugsweise senkrecht zur Schaufelachse, also horizontal. Der gemäß dem Konzept der Erfindung gebildete und kühlungstechnische Mittel tragende Doppelboden sieht also die Bildung eines Hohlraums zwischen der ersten Wand und der zweiten Wand vor.Advantageous developments of the invention can be found in the dependent claims and provide in particular advantageous ways to design the turbine blade with regard to the cooling of the blade tip with a whole series of further advantages over previously customary measures. Advantageously, the first and / or the second wall is a wall which extends across the entire cross section of the hollow profile in the interior of the hollow profile transversely to the blade axis, preferably perpendicular to the blade axis, ie horizontally. Thus, the false bottom formed according to the concept of the invention and carrying cooling means provides for the formation of a cavity between the first wall and the second wall.

Zweckmäßigerweise ist das kühlungstechnische Mittel ein Mittel aus der Gruppe bestehend aus: Turbulatormittel, Prallkühlmittel und Filmkühlmittel. D.h. zweckmäßig kommen zur Steigerung der Kühlungseffizienz das Prinzip der Turbulato ren, Prallkühlung und Filmkühlung oder andere Maßnahmen zur Erhöhung der Kühlwirkung des eingesetzten Kühlmediums oder zur Absenkung der äußeren Heißgastemperatur einzeln oder in Kombination zur Anwendung.Conveniently, the cooling means is an agent selected from the group consisting of: turbulator, impingement coolant and film coolant. That is expedient come to increase the cooling efficiency of the principle of turbulence ren, impingement cooling and film cooling or other measures to increase the cooling effect of the cooling medium used or to lower the external hot gas temperature individually or in combination for use.

Vorteilhafterweise trägt zur Bildung des Turbulatormittels die erste Wand und/oder die zweite Wand eine Anzahl von Verwirbelungselementen. Solche Verwirbelungselemente dienen zur Verwirbelung eines Kühlfluids, wenn die Turbinenschaufel mit einem Kühlfluid beaufschlagt wird. Dazu ist insbesondere die Verwirbelung des Kühlfluids zwischen der ersten Wand und der zweiten Wand, also im oben genannten Hohlraum, zweckmäßig. Geeigneterweise dient dazu eine Anordnung von Nippeln, Dimpeln oder anderen geeigneten Anformungen, z.B. Stege u.a., an dem Hohlprofil oder den Wänden. Weitere Verwirbelungselemente haben zudem eine vorteilhafte Wirkung hinsichtlich der Wärmeableitung von der Schaufelspitze, wie z.B. eine geeignete Anordnung von Rippen oder Fugen.Advantageously, to form the turbulator means, the first wall and / or the second wall carries a number of turbulence elements. Such swirling elements serve to swirl a cooling fluid when the turbine blade is exposed to a cooling fluid. For this purpose, in particular, the turbulence of the cooling fluid between the first wall and the second wall, ie in the above-mentioned cavity, expedient. Suitably, an arrangement of nipples, dimples or other suitable formations, e.g. Webs, etc., on the hollow profile or the walls. Further swirling elements also have an advantageous effect in terms of heat dissipation from the blade tip, such as e.g. a suitable arrangement of ribs or joints.

Zweckmäßigerweise trägt zur Bildung eines Prallkühlmittels die erste Wand eine Anzahl von Prallkühlöffnungen, die es erlauben bei Beaufschlagung der Turbinenschaufel mit Kühlfluid, das Kühlfluid auf die zweite Wand prallen zu lassen. Dazu wird ein Kühlfluid vom Schaufelblatt her zur Schaufelspitze zunächst durch die erste Wand und dann ggf. zusätzlich durch die zweite Wand geleitet. Eine Prallkühlöffnung in der ersten Wand zeichnet sich insbesondere dadurch aus, dass sie in einem Winkel im Bereich von etwa 0° gemessen zur Schaufelachse, also senkrecht zur zweiten Wand, angeordnet ist. Eine angemessene räumliche Nähe der zweiten Wand zur ersten Wand führen dazu, dass ein durch die Prallkühlöffnungen mit geeignetem Druck tretendes Kühlfluid auf die zweite Wand prallt und diese sowie die Schaufelspitze besonders effizient im Rahmen der Prallkühlung kühlt. Diese Maßnahme kann insbesondere durch eine Anordnung von Verwirbelungselementen obiger Art an der zweiten Wand noch effektiver gestaltet werden.Conveniently, to form an impingement coolant, the first wall carries a number of impingement cooling apertures which, upon impingement of the turbine blade with cooling fluid, allow the cooling fluid to impinge on the second wall. For this purpose, a cooling fluid from the blade to the blade tip is first passed through the first wall and then optionally additionally through the second wall. An impingement cooling opening in the first wall is characterized in particular in that it is arranged at an angle in the range of approximately 0 ° relative to the blade axis, that is to say perpendicular to the second wall. Proper spatial proximity of the second wall to the first wall results in a cooling fluid passing through the impingement cooling holes with a suitable pressure impinging on the second wall and cooling the latter and the blade tip particularly efficiently as part of the impingement cooling. This measure can be made even more effective in particular by an arrangement of Verwirbelungselementen above type on the second wall.

Zweckmäßigerweise trägt zur Bildung eines Filmkühlmittels die zweite Wand und/oder das Hohlprofil der Schaufelspitze eine Anzahl von Filmkühlöffnungen, die es erlauben bei Beaufschlagung der Turbinenschaufel mit Kühlfluid einen Film aus Kühlfluid auf der Wandstruktur der Schaufelspitze zu erzeugen. Insbesondere führen solche Filmkühlöffnungen also in Richtung des Turbinenschaufelendes schräg von innen nach außen und leiten Kühlfluid auf die Innenwand und/oder Außenwand der Schaufelspitze. Eine Filmkühlöffnung ist also im Wesentlichen in einem Winkel von ≤ 90° und deutlich größer als 0° gemessen zur Schaufelachse in der zweiten Wand angeordnet. Darüber hinaus können Filmkühlöffnungen zur Kühlung des Schaufelblattes ggf. auch an der ersten Wand, vorgesehen sein. Weitere Maßnahmen können durch weitere Kühlöffnungen oder Kühlkanäle realisiert werden.Conveniently, to form a film coolant, the second wall and / or the airfoil of the blade tip carries a number of film cooling apertures which, upon exposure to the turbine blade with cooling fluid, will produce a film of cooling fluid on the wall structure of the blade tip. In particular, such film cooling openings thus lead obliquely from the inside to the outside in the direction of the turbine blade end and guide cooling fluid to the inner wall and / or outer wall of the blade tip. A film cooling opening is therefore arranged essentially at an angle of ≦ 90 ° and significantly greater than 0 ° relative to the blade axis in the second wall. In addition, film cooling openings for cooling the airfoil may possibly also be provided on the first wall. Further measures can be realized by further cooling openings or cooling channels.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung kann die Wandstruktur der Schaufelspitze eine höhere Porosität und/oder eine geringere Wandstärke aufweisen als die Wandstruktur des Schaufelblatts. Dies betrifft vor allem auch die äußeren Wände der Schaufelspitze und des Schaufelblatts. Dies hat den Vorteil, dass die zu kühlende Masse einer Schaufelspitze möglichst gering gehalten ist. Weiterhin ist es möglich das Schaufelblatt und die Schaufelspitze aus unterschiedlichen Materialien herzustellen, um besondere Vorteile wie z.B. geringes Gewicht oder hohe Wärmeleitfähigkeit der Schaufelspitze oder z.B. hohe Festigkeit des Schaufelblatts gleichzeitig realisieren zu können.According to an advantageous development of the invention, the wall structure of the blade tip may have a higher porosity and / or a smaller wall thickness than the wall structure of the blade leaf. This applies above all to the outer walls of the blade tip and the blade. This has the advantage that the mass of a blade tip to be cooled is kept as low as possible. Furthermore, it is possible to manufacture the airfoil and the blade tip from different materials in order to obtain particular advantages, e.g. low weight or high thermal conductivity of the blade tip or e.g. To be able to realize high strength of the blade at the same time.

Gemäß einer besonders bevorzugten Weiterbildung der Erfindung hat es sich im Rahmen des oben erläuterten Konzepts als besonders vorteilhaft erwiesen, dass das Schaufelblatt und die Schaufelspitze, im Rahmen des Herstellungsverfahrens, getrennt, z.B. in einem Gussverfahren, hergestellt wird. Auf diese Weise ist es nämlich besonders einfach möglich den oben genannten Doppelboden und den damit für kühlungstechnische Maßnahmen zur Verfügung stehenden Hohlraum herzustellen.According to a particularly preferred embodiment of the invention, it has proven to be particularly advantageous in the context of the above-explained concept that the blade and the blade tip, in the context of the manufacturing process, separately, for example in a casting process, is produced. In this way, it is particularly easy to produce the above double floor and thus available for cooling measures available cavity.

Zweckmäßigerweise trägt zur Bildung eines Filmkühlmittels die zweite Wand und/oder das Hohlprofil der Schaufelspitze eine Anzahl von Filmkühlöffnungen, die es erlauben bei Beaufschlagung der Turbinenschaufel mit Kühlfluid einen Film aus Kühlfluid auf der Wandstruktur der Schaufelspitze zu erzeugen. Insbesondere führen solche Filmkühlöffnungen also in Richtung des Turbinenschaufelendes schräg von innen nach außen und leiten Kühlfluid auf die Innenwand und/oder Außenwand der Schaufelspitze. Eine Filmkühlöffnung ist also im Wesentlichen in einem Winkel von ≤ 90° und deutlich größer als 0° gemessen zur Schaufelachse in der zweiten Wand angeordnet. Darüber hinaus können Filmkühlöffnungen zur Kühlung des Schaufelblattes ggf. auch an der ersten Wand, vorgesehen sein. Weitere Maßnahmen können durch weitere Kühlöffnungen oder Kühlkanäle realisiert werden.Conveniently, to form a film coolant, the second wall and / or the airfoil of the blade tip carries a number of film cooling apertures which, upon exposure to the turbine blade with cooling fluid, will produce a film of cooling fluid on the wall structure of the blade tip. In particular, such film cooling openings thus lead obliquely from the inside to the outside in the direction of the turbine blade end and guide cooling fluid to the inner wall and / or outer wall of the blade tip. A film cooling opening is therefore arranged essentially at an angle of ≦ 90 ° and significantly greater than 0 ° relative to the blade axis in the second wall. In addition, film cooling openings for cooling the airfoil may possibly also be provided on the first wall. Further measures can be realized by further cooling openings or cooling channels.

Gemäß einer vorteilhaften Weiterbildung der Erfindung kann die Wandstruktur der Schaufelspitze eine höhere Porosität und/oder eine geringere Wandstärke aufweisen als die Wandstruktur des Schaufelblatts. Dies betrifft vor allem auch die äußeren Wände der Schaufelspitze und des Schaufelblatts. Dies hat den Vorteil, dass die zu kühlende Masse einer Schaufelspitze möglichst gering gehalten ist. Weiterhin ist es möglich das Schaufelblatt und die Schaufelspitze aus unterschiedlichen Materialien herzustellen, um besondere Vorteile wie z.B. geringes Gewicht oder hohe Wärmeleitfähigkeit der Schaufelspitze oder z.B. hohe Festigkeit des Schaufelblatts gleichzeitig realisieren zu können.According to an advantageous development of the invention, the wall structure of the blade tip may have a higher porosity and / or a smaller wall thickness than the wall structure of the blade leaf. This applies above all to the outer walls of the blade tip and the blade. This has the advantage that the mass of a blade tip to be cooled is kept as low as possible. Furthermore, it is possible to produce the blade and the blade tip from different materials in order to realize special advantages such as low weight or high thermal conductivity of the blade tip or eg high strength of the blade at the same time.

Des Weiteren hat es sich im Rahmen der obigen bevorzugten Weiterbildung der Erfindung auch als vorteilhaft erwiesen, dass das Schaufelblatt und die Schaufelspitze aus unterschiedlichen Materialien gegossen sind. Insbesondere ist das Schaufelblatt aus einem hochfesten Material gegossen. Insbesondere ist die Schaufelspitze aus einem hochwärmeleitenden Material gegossen. Diese Art der Ausbildung liegt die Überlegung zugrunde, dass das Schaufelblatt vor allem hinsichtlich mechanischer Anforderungen, vor allem aufgrund der rotatorischen Belastung einer Laufschaufel ausgelegt werden sollte. Dagegen ist vor allem die Schaufelspitze hinsichtlich kühlungstechnischer Maßnahmen aufgrund der gegenüber einem Schaufelblatt höheren thermischen Belastung auszulegen.Furthermore, it has also proved to be advantageous in the context of the above preferred embodiment of the invention that the airfoil and the blade tip are cast from different materials. In particular, the airfoil is cast from a high strength material. In particular, the blade tip is cast from a highly heat-conductive material. This type of training is based on the consideration that the blade should be designed especially with regard to mechanical requirements, especially due to the rotational load of a blade. In contrast, especially the blade tip is to be interpreted in terms of cooling technical measures due to the higher thermal load compared to an airfoil.

Vorteilhaft ist die Schaufelspitze an das Schaufelblatt im Rahmen eines Fügeverfahrens angelötet und/oder angeschweißt. Eine mechanische Verbindung ist auch zusätzlich oder alternativ möglich.Advantageously, the blade tip is soldered to the blade in a joining process and / or welded. A mechanical connection is also possible in addition or as an alternative.

Die Erfindung führt auch auf eine Gasturbine eingangs genannter Art, bei der die Turbinenschaufeln nach oben erläuterter Art ausgebildet sind.The invention also leads to a gas turbine of the type mentioned, in which the turbine blades are formed above explained type.

Ausführungsbeispiele der Erfindung werden nachfolgend anhand der Zeichnung beschrieben. Diese soll die Ausführungsbeispiele nicht maßgeblich darstellen, vielmehr ist die Zeichnung, wo zur Erläuterung dienlich, in schematisierter und/oder leicht verzerrter Form ausgeführt. Im Hinblick auf Ergänzungen der aus der Zeichnung unmittelbar erkennbaren Lehren wird auf den einschlägigen Stand der Technik verwiesen. Im Einzelnen zeigt die Zeichnung in:

  • FIG 1 eine schematisierte Darstellung einer mit Kühlfluid beaufschlagten Laufschaufel an einem Rotor einer Gasturbine,
  • FIG 2 eine Laufschaufel mit einem Schaufelblatt und einer Schaufelspitze gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1, wobei das Schaufelblatt und die Schaufelspitze getrennt hergerstellt werden,
  • FIG 3 eine Laufschaufel mit einem Schaufelblatt und einer Schaufelspitze gemäß einer bevorzugten Ausführungsform der Erfindung.
Embodiments of the invention are described below with reference to the drawing. This is not intended to represent the embodiments significantly, but the drawing, where appropriate for explanation, executed in a schematized and / or slightly distorted form. With regard to additions to the teachings directly recognizable from the drawing reference is made to the relevant prior art. In detail, the drawing shows in:
  • FIG. 1 1 is a schematic representation of a rotor blade acted upon by a cooling fluid on a rotor of a gas turbine,
  • FIG. 2 a bucket with an airfoil and a blade tip according to the preamble of claim 1, wherein the airfoil and the blade tip are made separately,
  • FIG. 3 a blade with an airfoil and a blade tip according to a preferred embodiment of the invention.

Figur 1 zeigt eine an einem Rotor 3 einer nicht näher dargestellten Gasturbine befestigte Laufschaufel 1. Die Laufschaufel 1 ist dabei eine von einer Anzahl von ringförmig angeordneten, sich radial in einen Strömungskanal 5 der Gasturbine erstreckenden Turbinenschaufeln, die in ihrer Gesamtheit eine Schaufelstufe bilden, die sich in den ringförmigen Querschnitt des Strömungskanals 5 erstreckt. Eine Vielzahl solcher ringförmigen Schaufelstufen ist dabei ebenso wie der Strömungskanal entlang einer Achse 7 der nicht näher dargestellten Gasturbine angeordnet. Der Strömungskanal 5 wird mit einem Arbeitsfluid 9 in Form eines Heißgasgemisches beaufschlagt, das sich unter Antrieb der Laufschaufel 1 entspannt und damit seine kinetische Energie unter Drehung des Rotors zum Antrieb eines nicht näher dargestellten Generators abgibt. FIG. 1 FIG. 1 shows a rotor blade 1 attached to a rotor 3 of a gas turbine, not shown. The rotor blade 1 is one of a number of annularly arranged, radially extending in a flow channel 5 of the gas turbine turbine blades, which form in its entirety a blade stage, which in the annular cross section of the flow channel 5 extends. A variety of such annular blade stages is as well as the Flow channel arranged along an axis 7 of the gas turbine, not shown. The flow channel 5 is acted upon by a working fluid 9 in the form of a hot gas mixture, which relaxes under the drive of the moving blade 1 and thus emits its kinetic energy while rotating the rotor to drive a generator, not shown.

Die Laufschaufel 1 weist zum Turbinenschaufelende 29 hin, entlang ihrer Schaufelachse 11 nacheinander angeordnet einen Plattformbereich 13, ein in Form eines Hohlprofils angeordnetes Schaufelblatt 15 und eine in Form eines Hohlprofils angeordnete Schaufelspitze 17 auf. Der Plattformbereich 13 umfasst dabei eine Schaufelplattform zur Begrenzung des Strömungskanals 5 und einen Schaufelfuß, die im Einzelnen nicht dargestellt sind. Die Laufschaufel 1 ist wie vorliegend schematisch angedeutet, über ein Kanalsystem 19 mit einem Kühlfluid 21 beaufschlagbar. Das Kühlsystem 19 verfügt dabei auch über geeignete Dosierungsmittel 23, die die Zuführung 25 des Kühlfluids 21 in die Laufschaufel regeln können und die hier nur schematisch mit den Bezugszeichen 23 angedeutet sind.The rotor blade 1 points toward the turbine blade end 29, along its blade axis 11 one after the other arranged on a platform portion 13, arranged in the form of a hollow profile blade 15 and arranged in the form of a hollow blade blade tip 17. The platform region 13 in this case comprises a blade platform for limiting the flow channel 5 and a blade root, which are not shown in detail. The blade 1 is as schematically indicated, acted upon via a channel system 19 with a cooling fluid 21. The cooling system 19 also has suitable dosing means 23 which can control the supply 25 of the cooling fluid 21 into the blade and which are indicated here only schematically by the reference numeral 23.

Die Kühlung der Laufschaufel 1 erstreckt sich dabei insbesondere auch auf das Schaufelblatt 15 und die Schaufelspitze 17.The cooling of the blade 1 extends in particular to the blade 15 and the blade tip 17th

Im Einzelnen ist in Figur 2 eine Ausführungsform der Auslegung des Kühlsystems 19 im Bereich 27 zwischen dem Schaufelblatt 15 und der Schaufelspitze 17 dargestellt. Figur 3 zeigt die Ausführungsform gemäß der Erfindung. Der Übergangsbereich 27 umfasst dabei insbesondere das Schaufelblatt 15 an seiner dem Turbinenschaufelende 29 der Turbinenschaufel 1 zugewandten Seite und die Schaufelspitze 17 an ihrer von dem Turbinenschaufelende 29 der Laufschaufel 1 abgewandten Seite.In detail is in FIG. 2 an embodiment of the design of the cooling system 19 in the region 27 between the blade 15 and the blade tip 17 is shown. FIG. 3 shows the embodiment according to the invention. In this case, the transition region 27 comprises in particular the airfoil 15 on its side facing the turbine blade end 29 of the turbine blade 1 and the blade tip 17 on its side facing away from the turbine blade end 29 of the rotor blade 1.

Während sich das oben erläuterte Konzept der Erfindung als besonders nützlich für die hier gezeigten Ausführungsformen einer Laufschaufel erweisen, so sollte dennoch klar sein, dass das beschriebene Konzept gleichermaßen im Rahmen einer Leitschaufel einer Gas- oder Dampfturbine umgesetzt werden kann.While the above-described concept of the invention is particularly useful for the embodiments shown herein a blade, it should nevertheless be clear that the described concept can be implemented equally within the framework of a gas or steam turbine vane.

Figur 2 zeigt eine Laufschaufel gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1, wobei das Schaufelblatt und die Schaufelspitze getrennt hergestellt sind 31 im Übergangsbereich 27 der Figur 1 in einer perspektivischen Schnittansicht. Die Laufschaufel 31 weist ein als Hohlprofil ausgebildetes Schaufelblatt 33 und eine als Hohlprofil ausgebildete Schaufelspitze 35 auf. Das Hohlprofil des Schaufelblatts 33 weist dabei einen Hohlraum 37 auf und das Hohlprofil der Schaufelspitze 35 weist dabei einen Hohlraum 39 auf, die Teil des in Figur 1 dargestellten Kühlsystems 19 sind und mit Kühlfluid beaufschlagbar sind. Das Schaufelblatt 33 weist an seiner dem in Figur 1 dargestellten Turbinenschaufelende 29 der Turbinenschaufel 31 zugewandten Seite eine quer zur Schaufelachse 11 verlaufende erste Wand 41 auf. Die Schaufelspitze 35 weist an ihrer von dem in Figur 1 dargestellten Turbinenschaufelende 29 der Turbinenschaufel 1 abgewandten Seite eine quer zur Schaufelachse 11 verlaufende zweite Wand 43 auf. Die erste Wand 41 und die zweite Wand 43 liegen sich dabei unter Bildung eines Doppelbodens 45 gegenüber. Durch die Bildung eines Doppelbodens 45 wird zwischen der ersten Wand 41 und der zweiten Wand 43, die sich beide über den gesamten Querschnitt des Hohlprofils horizontal erstrecken, ein Hohlraum 47 gebildet. Der Doppelboden 45 trägt dabei kühlungstechnische Mittel, die im Folgenden im Einzelnen erläutert sind. FIG. 2 shows a blade according to the preamble of claim 1, wherein the blade and the blade tip are made separately 31 in the transition region 27 of FIG. 1 in a perspective sectional view. The rotor blade 31 has an airfoil 33 designed as a hollow profile and a blade tip 35 designed as a hollow profile. The hollow profile of the blade 33 in this case has a cavity 37 and the hollow profile of the blade tip 35 in this case has a cavity 39, the part of in FIG. 1 are shown cooling system 19 and can be acted upon with cooling fluid. The airfoil 33 has at its in FIG. 1 shown turbine blade end 29 of the turbine blade 31 side facing a transverse to the blade axis 11 extending first wall 41. The blade tip 35 has at its from the in FIG. 1 shown turbine blade end 29 of the turbine blade 1 facing away from a transverse to the blade axis 11 extending second wall 43. The first wall 41 and the second wall 43 are opposed to form a double bottom 45. Through the formation of a double bottom 45, a cavity 47 is formed between the first wall 41 and the second wall 43, both of which extend horizontally over the entire cross section of the hollow profile. The double bottom 45 carries thereby cooling technical means, which are explained in detail below.

Bei der vorliegenden Ausführungsform trägt die zweite Wand 43 eine Anzahl von Verwirbelungs- oder Turbulatorelementen in Form von Nippeln 49 und Dimpeln 51. Ein Nippel 49 ist dabei in den Hohlraum 47 hinein an der zweiten Wand 43 angeformt. Ein Dimpel 51 erweitert den Hohlraum 47 in Form einer Ausnehmung in der zweiten Wand 43. Die genannten Verwirbelungselemente dienen vornehmlich zur Verwirbelung eines Kühlfluids, das durch die Prallkühlöffnungen 53 in der ersten Wand 41 dem Hohlraum 47 zugeführt werden kann. Insbesondere sind die Prallkühlöffnungen 53 senkrecht zur zweiten Wand 43 angeordnet. Darüber hinaus ist die erste Wand 41 so nah an der zweiten Wand 43 angeordnet, dass ein entsprechend druckbeaufschlagtes Kühlmedium über die Prallkühlöffnungen 53 auf die zweite Wand 43 prallt und die Schaufelspitze 35 über den zweiten Steg 43 im Rahmen einer Prallkühlung effektiv kühlt. Durch die genannten Verwirbelungselemente in Form von Nippeln 49 und Dimpeln 51 wird diese erläuterte Prallkühlung noch verstärkt. Das heißt in der Schaufelspitze aufgenommene Wärme wird dadurch effektiv durch das Kühlfluid abgeführt.In the present embodiment, the second wall 43 carries a number of swirling or turbulator elements in the form of nipples 49 and dimples 51. A nipple 49 is formed in the cavity 47 on the second wall 43. A dimple 51 expands the cavity 47 in the form of a recess in the second wall 43. The said swirling elements serve primarily to swirl a cooling fluid which flows through the impingement cooling openings 53 in the first Wall 41 can be supplied to the cavity 47. In particular, the impact cooling openings 53 are arranged perpendicular to the second wall 43. In addition, the first wall 41 is arranged so close to the second wall 43, that a correspondingly pressurized cooling medium bounces on the second wall 43 via the impingement cooling openings 53 and the blade tip 35 effectively cools via the second web 43 in the context of impingement cooling. By means of said turbulence elements in the form of nipples 49 and dimples 51, this illustrated impingement cooling is enhanced. That is, heat received in the blade tip is effectively dissipated by the cooling fluid.

Darüber hinaus weist die zweite Wand 43 eine erste Anzahl von Filmkühlöffnungen 55 und eine zweite Anzahl von Filmkühlöffnungen 57 auf. Eine erste Filmkühlöffnung 55 ist dabei in Richtung des Turbinenschaufelendes 29 der Turbinenschaufel 31 schräg von innen nach außen ausgerichtet und kann somit auf angemessen sanfte Weise einen Film aus Kühlfluid auf die Innenwand 59 der Schaufelspitze 35 leisten.In addition, the second wall 43 has a first number of film cooling holes 55 and a second number of film cooling holes 57. A first film cooling opening 55 is aligned obliquely from the inside to the outside in the direction of the turbine blade end 29 of the turbine blade 31 and can thus afford a film of cooling fluid on the inner wall 59 of the blade tip 35 in a suitably gentle manner.

Eine noch schräger angeordnete zweite Filmkühlöffnung 57 ermöglicht es über den selben Mechanismus einen weiteren Film aus Kühlfluid auf der Außenwand 61 der Schaufelspitze 35 zu erzeugen.An even more obliquely arranged second film cooling opening 57 makes it possible to produce a further film of cooling fluid on the outer wall 61 of the blade tip 35 via the same mechanism.

Um die zu kühlende Masse der Schaufelspitze 35 möglichst gering zu halten, weist die Wandstruktur der Schaufelspitze 35 eine Wandstärke 63 auf, die geringer ist, als die Wandstärke 65 der Wandstruktur des Schaufelblatts 33. Darüber hinaus weist die Wandstruktur der Schaufelspitze 35 aus dem gleichen Grund eine nicht dargestellte höhere Porosität als die Wandstruktur des Schaufelblattes 33 auf.In order to keep the mass of the blade tip 35 to be cooled as low as possible, the wall structure of the blade tip 35 has a wall thickness 63 which is smaller than the wall thickness 65 of the wall structure of the blade 33. In addition, the wall structure of the blade tip 35 has the same reason a higher porosity, not shown, than the wall structure of the airfoil 33.

Bei der hier dargestellten Laufschaufel 31 ist also der einen Hohlraum 47 umfassende Doppelboden 45 der Laufschaufel 31 in vorteilhafterweise mit kühlungstechnischen Mitteln versehen, die es erlauben, die Schaufelspitze 35 effektiv zu kühlen und damit Kühlmedium einzusparen, was den Gesamtwirkungsgrad einer Gasturbine erhöhen kann. Insbesondere lässt sich die in Figur 2 dargestellte, Laufschaufel 31 vorteilhaft im Rahmen eines Herstellungsverfahren herstellen, das ein getrenntes Gießverfahren, und damit eine getrennte Herstellung des Schaufelblattes 33 einerseits und der Schaufelspitze andererseits vorsieht. Die getrennt gegossene Schaufelspitze 35 wird dann an das getrennt gegossene Schaufelblatt 33 unter Bildung des Doppelbodens 45 und des Hohlraums 47 angelötet. Der besonders vorteilhafte Doppelboden 45 mit Hohlraum 47 und kühlungstechnischen Mitteln lässt sich also besonders zweckmäßig über einen getrennten Gießvorgang für Schaufelspitze 35 und Schaufelblatt 33 wie erläutert erreichen. Hinzu kommt vorteilhafterweise, dass das Schaufelblatt 33 aus einem anderen Material gegossen werden kann als die Schaufelspitze 35. So wird zweckmäßigerweise das Schaufelblatt 33 hinsichtlich seiner größeren mechanischen Beanspruchung aus einem hochfesten Material gegossen, während die Schaufelspitze 35 hinsichtlich ihrer höheren thermischen Beanspruchung aus einem hochwärmeleitenden Material, z.B. einem Kobalt-Werkstoff, gegossen wird.In the case of the rotor blade 31 illustrated here, the double bottom 45 of the rotor blade 31, which comprises a cavity 47, is advantageously provided with cooling-technical means, which it allow to effectively cool the blade tip 35 and thus save cooling medium, which can increase the overall efficiency of a gas turbine. In particular, the in FIG. 2 illustrated, blade 31 advantageously produce in the context of a manufacturing process, which provides a separate casting process, and thus a separate production of the airfoil 33 on the one hand and the blade tip on the other. The separately cast blade tip 35 is then soldered to the separately cast airfoil 33 to form the double bottom 45 and the cavity 47. The particularly advantageous double bottom 45 with cavity 47 and cooling means can thus be particularly useful to achieve via a separate casting process for blade tip 35 and blade 33 as explained. In addition, advantageously, that the airfoil 33 can be cast from a different material than the blade tip 35. Thus, the airfoil 33 is expediently cast in terms of its greater mechanical stress of a high-strength material, while the blade tip 35 with respect to their higher thermal stress of a highly heat-conductive material , For example, a cobalt material is poured.

Eine Laufschaufel gemäß Anspruchs 1, ist in Figur 3 gezeigt, die insbesondere im Hinblick auf eine Vereinfachung des Herstellungsverfahrens zusätzlich zur in Figur 2 dargestellten Laufschaufel weitere Elemente aufweist. Die übrigen Merkmale der Figur 2 sind in Figur 3 mit den gleichen Bezugszeichen versehen.A blade according to claim 1, is in FIG. 3 In particular, with a view to simplifying the manufacturing process in addition to the in FIG. 2 having shown blade further elements. The remaining features of FIG. 2 are in FIG. 3 provided with the same reference numerals.

Bei der hier dargestellten Laufschaufel 71 sieht das Schaufelblatt 73 eine Kernhaltebohrung 77 in der ersten Wand 79 vor, die vorliegend über einen Stopfen 81 in der zweiten Wand 83 der Schaufelspitze 85 verschlossen ist, sobald die getrennt hergestellte Schaufelspitze 85 und das getrennt hergestellte Schaufelblatt 73 aneinander gefügt sind. Da die hier erläuterte anspruchsvolle Spitzengeometrie der Schaufelspitze 85 nicht zusammen mit dem Schaufelblatt 73 abgegossen werden muss, vereinfacht sich der Abguss der Schaufel 71.In the blade 71 shown here, the airfoil 73 provides a core-holding bore 77 in the first wall 79, which in the present case is closed by a plug 81 in the second wall 83 of the blade tip 85 as soon as the separately prepared blade tip 85 and the separately manufactured airfoil 73 abut one another are joined. Because the here explained challenging geometry of the blade tip 85 does not have to be poured together with the blade 73, the cast of the blade 71 is simplified.

Weiterhin kann mit der aufgesetzten Spitze 85 die hier gezeigte Kernhaltebohrung 77, die gusstechnisch vorhanden ist, besonders zuverlässig verschlossen werden. Die Verbindung zwischen Schaufelspitze 85 und Schaufelblatt 73 ist vorliegend durch ein besonders geeignetes Schweißverfahren im Fügebereich 87 hergestellt. Die Verbindungsflächen zwischen Schaufelspitze 85 und Schaufelblatt 73 im Fügebereich 87 lassen sich besonders einfach und präzise herstellen. Der Verschluss der Kernhaltebohrung 77 erfolgt im Rahmen einer speziell ausgemessenen Passung des Stopfens 81 auf die Kernhaltebohrung 77.Furthermore, with the attached tip 85, the core holding hole 77 shown here, which is available by casting, can be closed particularly reliably. The connection between the blade tip 85 and the blade 73 is in the present case produced by a particularly suitable welding method in the joining region 87. The connecting surfaces between blade tip 85 and blade 73 in the joining region 87 can be produced in a particularly simple and precise manner. The closure of the core holding hole 77 is carried out in the context of a specially measured fit of the plug 81 on the core holding hole 77th

Sowohl bei der in Figur 2 gezeigten Laufschaufel 31 als auch bei der in Figur 3 gezeigten Laufschaufel 71 lassen sich im Rahmen einer getrennten Herstellung von Schaufelblatt 33, 73 und Schaufelspitze 35, 85 verhältnismäßig komplexe kühlungstechnische Mittel dennoch auf relativ einfache Weise im Rahmen eines gusstechnischen Herstellungsverfahrens im Schaufelprofil 31, 71 vorsehen und damit eine besonders effiziente Kühlung der Schaufelspitze 35, 85 erreichen.Both at the in FIG. 2 shown blade 31 as well as in the FIG. 3 shown blade 71 can in a separate production of airfoil 33, 73 and blade tip 35, 85 relatively complex cooling means still in a relatively simple manner in a casting technology manufacturing process in the blade profile 31, 71 provide and thus a particularly efficient cooling of the blade tip 35, Reach 85.

Zusammenfassend ist zur effizienteren Kühlung einer Schaufelspitze 85 eine Turbinenschaufel gemäß Anspruch 1 ausgebildet.In summary, a turbine blade according to claim 1 is designed for more efficient cooling of a blade tip 85.

Claims (9)

  1. Turbine blade (71) comprising an aerofoil (73), arranged in the form of a hollow profile along a blade axis (11) towards the turbine blade end (29), and comprising a blade tip (85) in the form of a hollow profile,
    in which turbine blade (71) the aerofoil (73), on its side facing the turbine blade end (29), has a first wall (79) running in the hollow profile transversely to the blade axis (11), and
    the blade tip (85), on its side facing away from the turbine blade end (29), has a second wall (83) running in the hollow profile transversely to the blade axis (11), wherein
    the first wall (79) and the second wall (83) are opposite one another, with a raised floor (45) having cooling means being formed,
    characterized in that
    the blade tip (85) and the aerofoil (73) are separately produced and
    the second wall (83) has a closure means for a core exit hole in the first wall (41, 79).
  2. Turbine blade (71) according to Claim 1, characterized in that the cooling means is one of the group consisting of turbulator means, impingement-cooling means and film-cooling means.
  3. Turbine blade (71) according to Claim 1 or 2, characterized in that, to form a turbulator means, the first wall (79) and/or the second wall (83) has a number of nipples, dimples, ribs, seams or other swirl elements.
  4. Turbine blade (71) according to one of Claims 1 to 3, characterized in that, to form an impingement-cooling means, the first wall (79) has a number of impingement-cooling openings which, when cooling fluid is admitted to the turbine blade, enable the cooling fluid to impinge on the second wall (83).
  5. Turbine blade (71) according to one of Claims 1 to 4, characterized in that, to form a film-cooling means, the second wall (83) and/or the hollow profile of the blade tip (85) has a number of film-cooling openings (55) which, when cooling fluid is admitted to the turbine blade (71), enable a film of cooling fluid to be produced on the wall structure of the blade tip (85).
  6. Turbine blade (71) according to one of Claims 1 to 5, characterized in that the wall structure of the blade tip (85) has higher porosity and/or a smaller wall thickness than the wall structure of the aerofoil (73).
  7. Turbine blade (71) according to one of Claims 1 to 6, characterized in that the aerofoil (73) and the blade tip (85) are produced from different materials, the aerofoil (73) being cast from a high-strength material and the blade tip (85) being produced from a material having high thermal conductivity.
  8. Turbine blade (71) according to one of Claims 1 to 7, characterized in that the blade tip (85) is joined to the aerofoil (73), the blade tip (85) and the aerofoil (73) in particular being brazed or welded in place.
  9. Gas turbine (1) comprising a flow duct (5) which extends along an axis (7) of the gas turbine (1) and has an annular cross section for the admission of a working fluid (9), and comprising a number of blade stages arranged along the axis, a blade stage having a number of turbine blades (71) according to one of the preceding claims, which turbine blades (71) are arranged in an annular manner and extend radially into the flow duct (5) and to which a cooling fluid can be admitted.
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11208899B2 (en) 2018-03-14 2021-12-28 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
US11512598B2 (en) 2018-03-14 2022-11-29 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7175391B2 (en) * 2004-07-08 2007-02-13 United Technologies Corporation Turbine blade
EP2426316A1 (en) * 2010-09-03 2012-03-07 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade
FR2983517B1 (en) 2011-12-06 2013-12-20 Snecma COLD TURBINE VANE FOR GAS TURBINE ENGINE.
DE102013224998A1 (en) * 2013-12-05 2015-06-11 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Turbine rotor blade of a gas turbine and method for cooling a blade tip of a turbine rotor blade of a gas turbine
EP3088673B1 (en) * 2015-04-28 2017-11-01 Siemens Aktiengesellschaft Blade for gas turbine, corresponding rotor, gas turbine and engine
US10053992B2 (en) 2015-07-02 2018-08-21 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil squealer pocket cooling hole configuration
US10801334B2 (en) * 2018-09-12 2020-10-13 Raytheon Technologies Corporation Cooling arrangement with purge partition

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3732031A (en) * 1970-06-17 1973-05-08 Gen Motors Corp Cooled airfoil
GB2279705B (en) * 1985-07-24 1995-06-28 Rolls Royce Plc Cooling of turbine blades for a gas turbine engine
JP2862536B2 (en) * 1987-09-25 1999-03-03 株式会社東芝 Gas turbine blades
JP2693527B2 (en) * 1988-11-21 1997-12-24 株式会社東芝 Blade structure of turbomachine
US5752802A (en) * 1996-12-19 1998-05-19 Solar Turbines Incorporated Sealing apparatus for airfoils of gas turbine engines
US6135715A (en) * 1999-07-29 2000-10-24 General Electric Company Tip insulated airfoil
US6164914A (en) * 1999-08-23 2000-12-26 General Electric Company Cool tip blade
US6595748B2 (en) * 2001-08-02 2003-07-22 General Electric Company Trichannel airfoil leading edge cooling

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US11208899B2 (en) 2018-03-14 2021-12-28 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
US11512598B2 (en) 2018-03-14 2022-11-29 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly

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