EP1998115A1 - Cooling channel for cooling a component carrying a hot gas - Google Patents

Cooling channel for cooling a component carrying a hot gas Download PDF

Info

Publication number
EP1998115A1
EP1998115A1 EP07010641A EP07010641A EP1998115A1 EP 1998115 A1 EP1998115 A1 EP 1998115A1 EP 07010641 A EP07010641 A EP 07010641A EP 07010641 A EP07010641 A EP 07010641A EP 1998115 A1 EP1998115 A1 EP 1998115A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
cooling
cooling channel
coolant
wall
channel
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP07010641A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Roland Dr. Liebe
Thomas Pechette
Stefan Dahlke
Michael Huth
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
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP07010641A priority Critical patent/EP1998115A1/en
Publication of EP1998115A1 publication Critical patent/EP1998115A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23M—CASINGS, LININGS, WALLS OR DOORS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION CHAMBERS, e.g. FIREBRIDGES; DEVICES FOR DEFLECTING AIR, FLAMES OR COMBUSTION PRODUCTS IN COMBUSTION CHAMBERS; SAFETY ARRANGEMENTS SPECIALLY ADAPTED FOR COMBUSTION APPARATUS; DETAILS OF COMBUSTION CHAMBERS, NOT OTHERWISE PROVIDED FOR
    • F23M5/00—Casings; Linings; Walls
    • F23M5/08—Cooling thereof; Tube walls
    • F23M5/085—Cooling thereof; Tube walls using air or other gas as the cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/002—Wall structures
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R3/00—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel
    • F23R3/02—Continuous combustion chambers using liquid or gaseous fuel characterised by the air-flow or gas-flow configuration
    • F23R3/04—Air inlet arrangements
    • F23R3/06—Arrangement of apertures along the flame tube
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F23—COMBUSTION APPARATUS; COMBUSTION PROCESSES
    • F23R—GENERATING COMBUSTION PRODUCTS OF HIGH PRESSURE OR HIGH VELOCITY, e.g. GAS-TURBINE COMBUSTION CHAMBERS
    • F23R2900/00—Special features of, or arrangements for continuous combustion chambers; Combustion processes therefor
    • F23R2900/03044—Impingement cooled combustion chamber walls or subassemblies

Definitions

  • the invention relates to a cooling channel according to the preamble of claim 1.
  • the components leading to a hot gas of a gas turbine are preferably cooled by the use of impingement cooling or convection cooling in combination with effusion cooling or film cooling.
  • the combustion chamber in each case has a correspondingly shaped cooling channel.
  • using an open cooling system has disadvantages. For example, the inflow of cooling air previously used for cooling into the combustion chamber reduces the temperature of the hot gas in the combustion chamber.
  • the EP 1 507 116 A1 describes, for example, a cooling channel with an impingement cooling as well as coolant flowing into the combustion chamber.
  • the heat shield arrangement shown surrounds the combustion chamber and comprises a plurality of heat shield elements attached to a support structure, which are arranged side by side, leaving a gap. Between the heat shield elements and the support structure, an interior space is provided into which the coolant for cooling the heat shield elements can flow.
  • the coolant flows through a plurality of, provided in the support structure inlet channels into the interior, wherein the controlled exit of coolant from the interior of a coolant outlet channel is provided, which opens into the gap.
  • the latter relates to a heat shield component for a hot gas wall to be cooled with cooling fluid return and an inlet channel and an outlet channel for the cooling fluid.
  • the inlet channel is directed towards the hot gas wall and widens toward the hot gas wall.
  • the inlet channel, the outlet channel and the closed hot gas wall cause a complete cooling fluid return, so that no losses of cooling fluid are provided by this cooling fluid guide.
  • the EP 1 628 076 A1 describes a cooling channel with concave depressions for improved cooling, wherein the concave depressions are arranged only outside the edge zone on the hot gas wall, while the edge zones remain free or are provided with turbulators.
  • so-called dimples are arranged for particularly effective cooling. This ensures that the cooling fluid is passed in the direction of the edge zones and they are thus increasingly cooled.
  • the arrangement of EP 1 628 076 A1 thus improves the cooling of the edge areas by the installation of turbulators. But even here, a high pressure loss occurs when the coolant enters the cooling channel.
  • a combination of impingement cooling with other turbulence-generating means such as barriers transverse to the flow direction and / or cavities in the cooling channel also have a high pressure loss.
  • the object of the invention is to provide a cooling channel, which is characterized by a particularly low pressure drop and improved cooling of a hot gas-conducting component.
  • the invention is based on the recognition that open cooling, such as film or effusion cooling, is to be avoided since mixing hot gas and coolant brings about significant disadvantages. Furthermore, the invention is based on the knowledge that a good cooling can be achieved with a high cooling gas-side heat transfer coefficient ⁇ while the pressure loss ⁇ p is still low. This means that a favorable quotient ⁇ / ⁇ p can be achieved from heat transfer coefficients and pressure loss.
  • the cooling channel comprises a wall which partially delimits it, a cavity and a cooling wall which is opposite the wall and to be cooled. Through a number of inlet openings in the wall, the coolant flows into the cavity. The coolant can thus at least partially cause an impact cooling of the cooling wall.
  • auxiliary cooling ribs are arranged longitudinally to the flow direction of the coolant in the direction of the outlet opening in the cavity on the cooling wall of the cooling channel.
  • the surface to be cooled substantially and consequently the heat transfer coefficient is increased.
  • the auxiliary cooling ribs can be easily manufactured. The production can be done for example by cold or hot rolling, laser beam cutting, joining thin films or milling. Installation is easy to accomplish in new as well as already existing cooling duct systems.
  • cooling auxiliary ribs differ significantly from previously known cooling fins.
  • cooling fins have a fin height which is substantially greater than the thickness of a boundary layer flow which arises when the flow is purely convective.
  • Cooling riblets By contrast, their height corresponds at most to the thickness of a boundary layer flow with a purely convective flow.
  • the auxiliary cooling ribs have the dimensions in the form of a height h in the direction of the inflow of the coolant, a mean distance s and a comb width t. Furthermore, the inlet openings have a diameter D.
  • all dimensions t, s, h are less than the hydraulic diameter Dp.
  • a particularly good quotient ⁇ / ⁇ p can be achieved from the heat transfer coefficient and pressure loss for the cooling channel according to the invention.
  • the inlet openings may be, for example, round or elliptical, each with a different diameter or a different circumference.
  • the inlet openings are distributed in their arrangement in the wall in the flow direction uniformly or with different density.
  • the inlet openings can also be distributed differently in their arrangement transversely to the flow direction. This can be achieved for example by an offset of inlet openings.
  • a greater density of inlet openings per area may be provided than on the output side.
  • the inlet openings which are also referred to as impact cooling, regularly distributed.
  • the inlet openings are designed as nozzles, so that a particularly efficient impingement cooling of the cooling wall is made possible.
  • the auxiliary cooling ribs are arranged in the cooling channel continuously in the flow direction. As a result, a targeted guidance of the adjusting longitudinal vortex can be achieved and thus improved cooling.
  • auxiliary cooling ribs on the cooling fin comb and / or on the cooling wall bottom and / or on their side walls have vortex-forming elements.
  • the auxiliary cooling ribs may, for example, have a slightly beveled cooling rib comb for this purpose.
  • Other vortex-forming means are also conceivable.
  • such a cooling channel is used on a combustion chamber, in a guide ring or in a turbine blade.
  • the combustion chamber comprises a closed cooling.
  • the at least one outlet opening is adapted to the closed combustion chamber.
  • FIG. 1 On the cooling channel 14 facing side 15 of the cooling wall 12 is a number of parallel cooling auxiliary ribs 3 is arranged extending in the flow direction 2, of which only two are shown.
  • a coolant 1 is injected through schematically represented inlet openings 4 into a cavity 13, ie into the cooling channel 14.
  • the inlet openings 4 are provided in a wall, not shown, which limits the cooling channel 14 on the back.
  • the wall, not shown, is opposite the auxiliary cooling ribs 3 at a distance.
  • the inlet openings 4 are arranged in the wall in a regular pattern.
  • the inlet openings 4 furthermore have a hydraulic diameter D p .
  • the auxiliary cooling ribs 3 have a mean distance s, a comb width t and a height h.
  • the distance s, the comb width t and the height h are substantially smaller than the hydraulic diameter D p , preferably their values are at 5% - 20% of the hydraulic diameter D p .
  • the dimensions of the auxiliary cooling ribs 3 are selected such that preferably one Enlargement of the surface - based on a flat surface - of about 80% results.
  • auxiliary cooling ribs 3 By enlarging the surface to be cooled by means of the auxiliary cooling ribs 3, a significantly improved cooling is achieved. Unexpectedly, however, there is no significant increase in pressure drop.
  • the incoming impact rays are deflected 90 ° and can flow between the cooling auxiliary ribs 3, the riblets. They generate strong spiral longitudinal vortices 9.
  • the longitudinal vortices 9 have a diameter which substantially corresponds to the height of the auxiliary cooling ribs.
  • the injection of the coolant 1 takes place in such a way that pairs of opposing longitudinal vortices 9 are set between two directly adjacent auxiliary cooling ribs 3.
  • the cooling channel 14 has at its ends an outlet (not shown) for the coolant 1. This outlet is designed such that a closed cooling is achieved.
  • the coolant 1 forms, in addition to the longitudinal vortices 9, a comparatively thin boundary layer flow 7 between adjacent auxiliary cooling ribs 3 - on the cooling wall bottom 5 -.
  • the boundary layer flow 7 also applies partially or completely to the side walls of the auxiliary cooling ribs 3.
  • the boundary layer flow 7 has a thickness of 8.
  • the longitudinal vortexes 9 prevent a greater thickness 8 of the boundary layer flow 7, whereby the heat transfer coefficient can be further increased.
  • FIG. 2 shows another example of a cooling channel 14, in which the boundary layer flow 7 has a different thickness 8.
  • the boundary layer is thicker than on the cooling wall bottom 5. This is achieved by specifically arranged and dimensioned inlet openings 4, wherein the coolant 1 impinging on the auxiliary cooling ribs 3 or on their comb 6 at a lower speed (shorter arrows) impinges than on the cooling wall bottom 5 (longer arrows).
  • FIG. 3, 4 and 5 show the execution of a cooling channel 14 according to the invention with auxiliary cooling ribs 3 in a metallic heat shield 18 for the combustion chamber of a gas turbine in a plan, front and side view.
  • the heat shield 18 is attached by a not further shown fastening means to a supporting structure of the combustion chamber.
  • the coolant 1 is injected into the cooling channel 14 through inlet openings 4 arranged in the wall 10 and effects impingement cooling. Subsequently, it flows in the flow direction 2 in the direction of exit (not shown). By the further flow a convection cooling is effected.
  • FIGS. 6 and 7 show a transition part 19 (transition piece) of a pipe combustion chamber. This is arranged between the burners of the combustion chamber and the turbine unit of a stationary gas turbine.
  • the transition part 19 is divided into two areas: in a region R and a region F.
  • cooling auxiliary ribs 3 are longitudinally arranged according to the invention according to the flow direction.
  • the coolant 1 flows through appropriately sized inlet openings 4, whereby an impingement cooling occurs.
  • the coolant 1 subsequently flows through the region F of the transition part 19. This causes convection cooling in the region F.
  • dimples 11 are additionally arranged here.
  • FIGS. 8 to 10 show a liner 20 for a combustion chamber in a top, front and side view. Again, a combination of impingement cooling and subsequent convection cooling is shown.
  • the cooling auxiliary ribs 3 can be arranged partially or else over the entire surface to be cooled longitudinally to the flow direction 2.
  • FIG. 11 shows the use of the cooling channel 14 according to the invention FIG. 1 in a guide ring 21 of a gas turbine, which is provided adjacent to the tips of blades of the turbine.
  • FIG. 12 shows a further advantageous use of the invention within an airfoil of a turbine blade, wherein in detail only the inventively designed leading edge of the airfoil is shown.
  • the present invention thus discloses a cooling channel which is distinguished by a particularly good quotient ⁇ / ⁇ p from the heat transfer coefficient ⁇ to the pressure loss ⁇ p.
  • a film cooling can be avoided hereby and thus also a mixing of hot and cold gases.
  • the cooling channel disclosed here is characterized by a very high heat transfer coefficient for a wide range of coolant Reynolds numbers and low pressure losses.
  • the cooling duct presented here can advantageously also be installed very easily in an existing cooling system. Further advantageous is the simple production of the cooling wall by, for example, cold / hot rolling. It can be used, for example, in heat shield elements or liners, in turbine blades, in transition parts between combustion chamber and turbine (Transistion piece) or other hot gas components.

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

The channel (14) has a cooling wall (12) with an outer sidewall (17) that is exposed to the hot gas, and an opposite inner sidewall (15) that partially limits the channel. A wall faces the inner sidewall under formation of a hollow chamber (13). The wall exhibits multiple inlets (4) for the inflow of a coolant (1) into the hollow chamber. An outlet is provided for the discharge of the coolant from the hollow chamber. Multiple cooling aid fins (3) are arranged in the hollow chamber longitudinal to a flow direction (2) of the coolant along the cooling wall in the direction of the outlet.

Description

Die Erfindung betrifft einen Kühlkanal gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The invention relates to a cooling channel according to the preamble of claim 1.

Die ein Heißgas einer Gasturbine führenden Komponenten, beispielsweise die Brennkammer, werden bevorzugt durch den Einsatz einer Prallkühlung oder Konvektionskühlung in Kombination mit einer Effusionskühlung oder Filmkühlung gekühlt. Dazu weist die Brennkammer jeweils einen entsprechend geformten Kühlkanal auf. Durch die Verwendung eines offenen Kühlsystems entstehen jedoch Nachteile. Beispielsweise wird durch das Einströmen von zuvor zur Kühlung verwendeter Kühlluft in die Brennkammer die Temperatur des Heißgases in der Brennkammer verringert.The components leading to a hot gas of a gas turbine, for example the combustion chamber, are preferably cooled by the use of impingement cooling or convection cooling in combination with effusion cooling or film cooling. For this purpose, the combustion chamber in each case has a correspondingly shaped cooling channel. However, using an open cooling system has disadvantages. For example, the inflow of cooling air previously used for cooling into the combustion chamber reduces the temperature of the hot gas in the combustion chamber.

Die EP 1 507 116 A1 beschreibt beispielsweise einen Kühlkanal mit einer Prallkühlung sowie in die Brennkammer hineinströmendes Kühlmittel. Die gezeigte Hitzeschildanordnung umgibt die Brennkammer und umfasst eine Mehrzahl von an einer Tragstruktur befestigten Hitzeschildelementen, die unter Belassung eines Spalts nebeneinander angeordnet sind. Zwischen den Hitzeschildelementen und der Tragstruktur ist ein Innenraum vorgesehen, in den das Kühlmittel zur Kühlung der Hitzeschildelemente einströmen kann. Das Kühlmittel strömt durch mehrere, in der Tragstruktur vorgesehene Einlasskanäle in den Innenraum ein, wobei zum kontrollierten Austritt von Kühlmittel aus dem Innenraum ein Kühlmittelauslasskanal vorgesehen ist, der in den Spalt mündet.The EP 1 507 116 A1 describes, for example, a cooling channel with an impingement cooling as well as coolant flowing into the combustion chamber. The heat shield arrangement shown surrounds the combustion chamber and comprises a plurality of heat shield elements attached to a support structure, which are arranged side by side, leaving a gap. Between the heat shield elements and the support structure, an interior space is provided into which the coolant for cooling the heat shield elements can flow. The coolant flows through a plurality of, provided in the support structure inlet channels into the interior, wherein the controlled exit of coolant from the interior of a coolant outlet channel is provided, which opens into the gap.

Um jegliches Ausblasen von Kühlmittel in die Brennkammer zu verhindern, sind aufwendigere Systeme mit Kühlfluidrückführung bekannt, bei denen das Kühlfluid in einem geschlossenen Kreislauf geführt werden. Solche geschlossenen Kühlungskonzepte mit Kühlfluidrückführung sind beispielsweise in der WO 98/13645 A1 , der DE 297 14 742 U1 , der EP 1 005 620 B1 und der EP 1 628 076 A1 sowie in der EP 0 928 396 B1 beschrieben.In order to prevent any blowing out of coolant into the combustion chamber, more complex systems with cooling fluid recirculation are known in which the cooling fluid is guided in a closed circuit. Such closed cooling concepts with cooling fluid recirculation are for example in the WO 98/13645 A1 , of the DE 297 14 742 U1 , of the EP 1 005 620 B1 and the EP 1 628 076 A1 as well as in the EP 0 928 396 B1 described.

Letztere betrifft eine Hitzeschildkomponente für eine zu kühlende Heißgaswand mit Kühlfluidrückführung sowie einen Einlasskanal und einen Auslasskanal für das Kühlfluid. Der Einlasskanal ist zur Heißgaswand hin gerichtet und erweitert sich in Richtung zur Heißgaswand. Der Einlasskanal, der Auslasskanal und die geschlossene Heißgaswand bewirken eine vollständige Kühlfluidrückführung, so dass durch diese Kühlfluidführung keine Verluste an Kühlfluid vorgesehen sind.The latter relates to a heat shield component for a hot gas wall to be cooled with cooling fluid return and an inlet channel and an outlet channel for the cooling fluid. The inlet channel is directed towards the hot gas wall and widens toward the hot gas wall. The inlet channel, the outlet channel and the closed hot gas wall cause a complete cooling fluid return, so that no losses of cooling fluid are provided by this cooling fluid guide.

Die EP 1 628 076 A1 beschreibt einen Kühlkanal mit konkaven Vertiefungen zur verbesserten Kühlung, wobei die konkaven Vertiefungen nur außerhalb der Randzone auf der Heißgaswand angeordnet sind, während die Randzonen frei bleiben oder mit Turbulatoren versehen sind. Hier sind zur besonders effektiven Kühlung so genannte Dimples angeordnet. Hierdurch wird erreicht, dass das Kühlfluid in Richtung auf die Randzonen geleitet wird und diese damit vermehrt gekühlt werden. Die Anordnung der EP 1 628 076 A1 verbessert somit die Kühlung der Randbereiche durch den Einbau von Turbulatoren. Aber auch hier entsteht ein hoher Druckverlust beim Eintreten des Kühlmittels in den Kühlkanal.The EP 1 628 076 A1 describes a cooling channel with concave depressions for improved cooling, wherein the concave depressions are arranged only outside the edge zone on the hot gas wall, while the edge zones remain free or are provided with turbulators. Here, so-called dimples are arranged for particularly effective cooling. This ensures that the cooling fluid is passed in the direction of the edge zones and they are thus increasingly cooled. The arrangement of EP 1 628 076 A1 thus improves the cooling of the edge areas by the installation of turbulators. But even here, a high pressure loss occurs when the coolant enters the cooling channel.

Auch eine Kombination von Prallkühlung mit anderweitigen turbulenzerzeugenden Mitteln wie Barrieren quer zur Strömungsrichtung und/oder Einhöhlungen im Kühlkanal weisen einen hohen Druckverlust auf.A combination of impingement cooling with other turbulence-generating means such as barriers transverse to the flow direction and / or cavities in the cooling channel also have a high pressure loss.

Aufgabe der Erfindung ist es, einen Kühlkanal anzugeben, der sich durch einen besonders niedrigen Druckverlust und eine verbesserte Kühlung einer heißgasführenden Komponente auszeichnet.The object of the invention is to provide a cooling channel, which is characterized by a particularly low pressure drop and improved cooling of a hot gas-conducting component.

Die Aufgabe wird durch einen Kühlkanal mit den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.The object is achieved by a cooling channel with the features of claim 1.

Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass eine offene Kühlung wie Film- oder Effusionskühlung zu vermeiden ist, da ein Mischen von Heißgas und Kühlmittel wesentliche Nachteile mit sich bringt. Weiterhin geht die Erfindung von der Erkenntnis aus, dass eine gute Kühlung mit einem hohen kühlgasseitigen Wärmeübergangskoeffizienten α bei trotzdem niedrigen Druckverlust Δp erreicht werden kann. Das heißt, dass ein günstiger Quotient α/Δp aus Wärmeübergangskoeffizienten und Druckverlust erzielt werden kann. Erfindungsgemäß umfasst der Kühlkanal eine diesen teilweise begrenzende Wand, einen Hohlraum und eine der Wand gegenüberliegende, zu kühlende Kühlwand. Durch eine Anzahl von Einlassöffnungen in der Wand strömt das Kühlmittel in den Hohlraum ein. Das Kühlmittel kann somit zumindest teilweise eine Prallkühlung der Kühlwand bewirken. Das Kühlmittel strömt anschließend durch zumindest eine Auslassöffnung aus dem Hohlraum wieder aus. Um einen günstigen Quotienten α/Δp zu erzielen, wird im Hohlraum an der Kühlwand des Kühlkanals erfindungsgemäß eine Anzahl von Kühlhilfsrippen längslaufend zur Strömungsrichtung des Kühlmittels in Richtung Auslassöffnung angeordnet. Dadurch wird zum einen die zu kühlende Oberfläche wesentlich und demzufolge der Wärmeübergangskoeffizient erhöht. Zum anderen können dadurch intensive, spiralige Längswirbel mit hohem Queraustausch erzeugt werden, deren Durchmesser ungefähr der Höhe der Kühlhilfsrippen entspricht. Durch die Längsanordnung der Kühlhilfsrippen zur Strömungsrichtung wird ein geringer Druckverlust erreicht. Zudem können die Kühlhilfsrippen einfach hergestellt werden. Die Herstellung kann beispielsweise durch Kalt- oder Warmwalzen, Laserstrahlschneiden, Fügen von dünnen Folien oder Fräsen erfolgen. Ein Einbau ist in neuen, aber auch in schon in bestehenden Kühlkanalsystemen einfach zu bewerkstelligen.The invention is based on the recognition that open cooling, such as film or effusion cooling, is to be avoided since mixing hot gas and coolant brings about significant disadvantages. Furthermore, the invention is based on the knowledge that a good cooling can be achieved with a high cooling gas-side heat transfer coefficient α while the pressure loss Δp is still low. This means that a favorable quotient α / Δp can be achieved from heat transfer coefficients and pressure loss. According to the invention, the cooling channel comprises a wall which partially delimits it, a cavity and a cooling wall which is opposite the wall and to be cooled. Through a number of inlet openings in the wall, the coolant flows into the cavity. The coolant can thus at least partially cause an impact cooling of the cooling wall. The coolant then flows out through at least one outlet opening from the cavity again. In order to achieve a favorable quotient .alpha. / .DELTA.p, according to the invention, a number of auxiliary cooling ribs are arranged longitudinally to the flow direction of the coolant in the direction of the outlet opening in the cavity on the cooling wall of the cooling channel. As a result, on the one hand the surface to be cooled substantially and consequently the heat transfer coefficient is increased. On the other hand can be generated by intensive, spiral longitudinal vortex with high cross-exchange, whose diameter corresponds approximately to the height of the auxiliary cooling ribs. By the longitudinal arrangement of the auxiliary cooling ribs to the flow direction, a low pressure loss is achieved. In addition, the cooling auxiliary ribs can be easily manufactured. The production can be done for example by cold or hot rolling, laser beam cutting, joining thin films or milling. Installation is easy to accomplish in new as well as already existing cooling duct systems.

Die Kühlhilfsrippen, im Englischen riblets genannt, unterscheiden sich wesentlich von bisher bekannten Kühlrippen. Kühlrippen weisen nämlich eine Rippenhöhe auf, welche wesentlich größer ist als die Dicke einer sich einstellenden Grenzschichtströmung bei rein konvektiver Strömung. Kühlhilfsrippen dagegen sind dadurch gekennzeichnet, dass ihre Höhe maximal der Dicke einer Grenzschichtströmung bei rein konvektiver Strömung entspricht.The cooling auxiliary ribs, called in English riblets, differ significantly from previously known cooling fins. In fact, cooling fins have a fin height which is substantially greater than the thickness of a boundary layer flow which arises when the flow is purely convective. Cooling riblets By contrast, their height corresponds at most to the thickness of a boundary layer flow with a purely convective flow.

Die Kühlhilfsrippen weisen die Dimensionen in Form einer Höhe h in Richtung der Einströmung des Kühlmittels, einen mittleren Abstand s und eine Kammbreite t auf. Weiterhin weisen die Einlassöffnungen einen Durchmesser D auf. Ein vom Durchmesser D indirekt abhängige Größe, nämlich der hydraulische Durchmesser DP, berechnet sich gemäß der Formel: D P = 4 ⁢ A U ,

Figure imgb0001
mit A als Querschnittsfläche der Einlassöffnung und mit U als Umfang der Einlassöffnung.The auxiliary cooling ribs have the dimensions in the form of a height h in the direction of the inflow of the coolant, a mean distance s and a comb width t. Furthermore, the inlet openings have a diameter D. An indirectly dependent on the diameter D size, namely the hydraulic diameter D P , is calculated according to the formula: D P = 4 ⁢ A U .
Figure imgb0001
 with A as the cross-sectional area of the inlet opening and U as the circumference of the inlet opening.

Vorteilhafterweise sind alle Dimensionen t, s, h geringer als der hydraulische Durchmesser Dp. Dadurch kann ein besonders guter Quotient α/Δp aus Wärmeübergangskoeffizient und Druckverlust für den erfindungsgemäßen Kühlkanal erreicht werden.Advantageously, all dimensions t, s, h are less than the hydraulic diameter Dp. As a result, a particularly good quotient α / Δp can be achieved from the heat transfer coefficient and pressure loss for the cooling channel according to the invention.

Die Einlassöffnungen können beispielsweise rund oder ellipsenförmig sein, mit jeweils unterschiedlichem Durchmesser bzw. unterschiedlichem Umfang. Dadurch kann an besonders kritischen Stellen, das heißt, beispielsweise an den Stellen, an denen ein besonders hoher Wärmeübergangskoeffizient benötigt wird, mehr Kühlmittel durch die Einlassöffnungen einströmen.The inlet openings may be, for example, round or elliptical, each with a different diameter or a different circumference. As a result, at particularly critical points, that is to say, for example at the points where a particularly high heat transfer coefficient is required, more coolant can flow through the inlet openings.

In bevorzugter Ausgestaltung sind die Einlassöffnungen in ihrer Anordnung in der Wand in Strömungsrichtung gleichmäßig oder unterschiedlich dicht verteilt. Alternativ oder zusätzlich können die Einlassöffnungen zudem in ihrer Anordnung quer zur Strömungsrichtung unterschiedlich verteilt sein. Dies kann beispielsweise durch einen Versatz von Einlassöffnungen erzielt werden. So kann beispielsweise in einer Brennkammer, an der ein Kühlkanal zur Kühlung angebracht ist, eingangsseitig eine größere Dichte von Einlassöffnungen je Fläche vorgesehen sein, als ausgangsseitig. Vorzugsweise sind jedoch die Einlassöffnungen, welche auch als Prallkühlöffnungen bezeichnet werden, regelmäßig verteilt angeordnet.In a preferred embodiment, the inlet openings are distributed in their arrangement in the wall in the flow direction uniformly or with different density. Alternatively or additionally, the inlet openings can also be distributed differently in their arrangement transversely to the flow direction. This can be achieved for example by an offset of inlet openings. Thus, for example, in a combustion chamber to which a cooling channel is attached for cooling, on the input side, a greater density of inlet openings per area may be provided than on the output side. Preferably However, the inlet openings, which are also referred to as impact cooling, regularly distributed.

Bevorzugt sind die Einlassöffnungen als Düsen ausgebildet, so dass eine besonders effiziente Prallkühlung der Kühlwand ermöglicht wird.Preferably, the inlet openings are designed as nozzles, so that a particularly efficient impingement cooling of the cooling wall is made possible.

In bevorzugter Ausgestaltung sind die Kühlhilfsrippen im Kühlkanal durchgängig in Strömungsrichtung angeordnet. Dadurch kann auch eine gezielte Führung der sich einstellenden Längswirbel erreicht werden und somit eine verbesserte Kühlung.In a preferred embodiment, the auxiliary cooling ribs are arranged in the cooling channel continuously in the flow direction. As a result, a targeted guidance of the adjusting longitudinal vortex can be achieved and thus improved cooling.

Eine besonders gute Kühlung wird erzielt, wenn die Kühlhilfsrippen am Kühlrippenkamm und/oder am Kühlwandboden und/oder an ihren Seitenwänden wirbelbildende Elemente aufweisen. Die Kühlhilfsrippen können hierfür beispielsweise einen leicht abgeschrägten Kühlrippenkamm aufweisen. Andere wirbelausbildende Mittel sind auch denkbar.A particularly good cooling is achieved when the auxiliary cooling ribs on the cooling fin comb and / or on the cooling wall bottom and / or on their side walls have vortex-forming elements. The auxiliary cooling ribs may, for example, have a slightly beveled cooling rib comb for this purpose. Other vortex-forming means are also conceivable.

Bevorzugt wird ein solcher Kühlkanal an einer Brennkammer, in einem Führungsring oder in einer Turbinenschaufel verwendet. In bevorzugter Ausgestaltung umfasst die Brennkammer eine geschlossene Kühlung. Die zumindest eine Austrittsöffnung wird der geschlossenen Brennkammer angepasst.Preferably, such a cooling channel is used on a combustion chamber, in a guide ring or in a turbine blade. In a preferred embodiment, the combustion chamber comprises a closed cooling. The at least one outlet opening is adapted to the closed combustion chamber.

Nachfolgend wird die vorliegende Erfindung unter Bezugnahme auf die Zeichnung genauer beschrieben. Darin zeigen:

FIG 1
einen erfindungsgemäßen Kühlkanal mit Kühlhilfsrippen,
FIG 2
einen Querschnitt des erfindungsgemäßen Kühlkanals,
FIG 3 - 5
eine erste Ausgestaltungen eines erfindungsgemäßen Kühlkanals in jeweils einer Draufsicht, Seitenansicht und Vorderansicht,
FIG 6, 7
eine Brennkammer mit einem erfindungsgemäßen Kühlkanal,
FIG 8 - 10
einen Liner mit einem Kühlkanal für eine Brennkammer in einer Drauf-, Seitenansicht und Vorderansicht,
FIG 11
einen Führungsring für eine Turbine im Querschnitt und
FIG 12
den Querschnitt durch die Anströmkante einer Turbinenschaufel mit einem erfindungsgemäßen Kühlkanal.
Hereinafter, the present invention will be described in detail with reference to the drawings. Show:
FIG. 1
a cooling channel according to the invention with auxiliary cooling ribs,
FIG. 2
a cross section of the cooling channel according to the invention,
3 - 5
A first embodiment of a cooling channel according to the invention in a respective plan view, side view and front view,
FIG. 6, 7
a combustion chamber with a cooling channel according to the invention,
FIGS. 8-10
a liner with a cooling channel for a combustion chamber in a plan, side view and front view,
FIG. 11
a guide ring for a turbine in cross section and
FIG. 12
the cross section through the leading edge of a turbine blade with a cooling channel according to the invention.

Gleiche Bezugsziffern beziehen sich nachfolgend auf gleichartige Bauteile.Like reference numerals refer to similar components below.

FIG 1 zeigt eine zu kühlende Kühlwand 12 eines erfindungsgemäßen Kühlkanals 14. Auf der dem Kühlkanal 14 zugewandten Seite 15 der Kühlwand 12 ist in Strömungsrichtung 2 erstreckend eine Anzahl von parallel verlaufenden Kühlhilfsrippen 3 angeordnet, von denen lediglich zwei dargestellt sind. Die andere Seite 17 der Kühlwand 12, welche den Kühlhilfsrippen 3 abgewandt ist, ist dem Heißgas einer Turbine aussetzbar. Zur Prallkühlung der Kühlwand 12 wird ein Kühlmittel 1 durch schematisch dargestellte Einlassöffnungen 4 in einen Hohlraum 13, d. h. in den Kühlkanal 14 eingedüst. Die Einlassöffnungen 4 sind dabei in einer nicht dargestellten Wand vorgesehen, welche den Kühlkanal 14 rückseitig begrenzt. Die nicht dargestellte Wand liegt den Kühlhilfsrippen 3 unter Abstand gegenüber. FIG. 1 On the cooling channel 14 facing side 15 of the cooling wall 12 is a number of parallel cooling auxiliary ribs 3 is arranged extending in the flow direction 2, of which only two are shown. The other side 17 of the cooling wall 12, which faces away from the auxiliary cooling ribs 3, can be exposed to the hot gas of a turbine. For baffle cooling of the cooling wall 12, a coolant 1 is injected through schematically represented inlet openings 4 into a cavity 13, ie into the cooling channel 14. The inlet openings 4 are provided in a wall, not shown, which limits the cooling channel 14 on the back. The wall, not shown, is opposite the auxiliary cooling ribs 3 at a distance.

Das Kühlmittel 1, vorzugsweise Verdichterluft oder Kühldampf, prallt auf die Kühlwand 12 auf und kühlt diese dabei. Die Einlassöffnungen 4 sind in der Wand in einem regelmäßigen Muster angeordnet. Die Einlassöffnungen 4 weisen weiterhin einen hydraulischen Durchmesser Dp auf. Die Kühlhilfsrippen 3 weisen einen mittleren Abstand s, eine Kammbreite t und eine Höhe h auf. Der Abstand s, die Kammbreite t und die Höhe h sind dabei wesentlich kleiner als der hydraulische Durchmesser Dp, bevorzugt liegen ihre Werte bei 5% - 20% des hydraulischen Durchmessers Dp. Gleichzeitig sind die Dimensionen der Kühlhilfsrippen 3 so gewählt, dass sich vorzugsweise eine Vergrößerung der Oberfläche - bezogen auf eine plane Oberfläche - von ca. 80% ergibt. Andere Verhältnisse sind auch denkbar. Durch die Vergrößerung der zu kühlenden Fläche mittels der Kühlhilfsrippen 3 wird eine deutlich verbesserte Kühlung erzielt. In unerwarteter Weise stellt sich jedoch kein wesentlich höherer Druckverlust ein. Die eintretenden Prallstrahlen werden 90° umgelenkt und können zwischen den Kühlhilfsrippen 3, den Riblets, abströmen. Sie erzeugen dabei kräftige spiralige Längswirbel 9. Die Längswirbel 9 weisen einen Durchmesser auf, der im Wesentlichen der Höhe der Kühlhilfsrippen entspricht. Die Einblasung des Kühlmittels 1 erfolgt dabei derart, dass sich zwischen zwei unmittelbar benachbarten Kühlhilfsrippen 3 jeweils Paare von gegenläufigen Längswirbeln 9 einstellen. Dadurch erfolgt für das Kühlmittel eine strömungstechnische Vergleichmäßigung des Abstands zwischen Kühlwand 12 und der nicht dargestellten, mit den Einlassöffnungen 4 versehenen Wand, wodurch die erwartete Verschlechterung des Druckverlustes vermieden werden kann. Außerdem kann durch die nutzbare vergrößerte Oberfläche eine erhöhte Wärmeübergangszahl erzielt werden.The coolant 1, preferably compressor air or cooling steam, impinges on the cooling wall 12 and cools it. The inlet openings 4 are arranged in the wall in a regular pattern. The inlet openings 4 furthermore have a hydraulic diameter D p . The auxiliary cooling ribs 3 have a mean distance s, a comb width t and a height h. The distance s, the comb width t and the height h are substantially smaller than the hydraulic diameter D p , preferably their values are at 5% - 20% of the hydraulic diameter D p . At the same time, the dimensions of the auxiliary cooling ribs 3 are selected such that preferably one Enlargement of the surface - based on a flat surface - of about 80% results. Other conditions are also conceivable. By enlarging the surface to be cooled by means of the auxiliary cooling ribs 3, a significantly improved cooling is achieved. Unexpectedly, however, there is no significant increase in pressure drop. The incoming impact rays are deflected 90 ° and can flow between the cooling auxiliary ribs 3, the riblets. They generate strong spiral longitudinal vortices 9. The longitudinal vortices 9 have a diameter which substantially corresponds to the height of the auxiliary cooling ribs. The injection of the coolant 1 takes place in such a way that pairs of opposing longitudinal vortices 9 are set between two directly adjacent auxiliary cooling ribs 3. As a result, for the coolant, a fluidic equalization of the distance between the cooling wall 12 and the not shown, provided with the inlet openings 4 wall, whereby the expected deterioration of the pressure loss can be avoided. In addition, can be achieved by the increased usable surface area increased heat transfer coefficient.

Der Kühlkanal 14 weist an seinen Enden einen Austritt (nicht gezeigt) für das Kühlmittel 1 auf. Dieser Austritt ist derart ausgestaltet, dass eine geschlossene Kühlung erzielt wird. Das Kühlmittel 1 bildet neben den Längswirbeln 9 eine vergleichsweise dünne Grenzschichtströmung 7 zwischen benachbarten Kühlhilfsrippen 3 - auf dem Kühlwandboden 5 - aus. Die Grenzschichtströmung 7 legt sich auch teilweise oder ganz an die Seitenwände der Kühlhilfsrippen 3 an. Die Grenzschichtströmung 7 hat eine Dicke 8. Die Längswirbel 9 verhindern eine größere Dicke 8 der Grenzschichtströmung 7, wodurch der Wärmeübergangskoeffizient weiter gesteigert werden kann. Durch die Kühlhilfsrippen 3 und deren längslaufenden Anordnung kann der Wärmeübergangskoeffizient für einen weiten Bereich von Kühlmittel-Reynoldszahlen erhöht werden. Sehr geringe Wandreibungsverluste treten selbst für Kühlmittel-Reynoldszahlen in einer Größenordnung von Rep = 10 bis Rep = 500.000 auf. Der Druckverlust durch Wandreibung sinkt.The cooling channel 14 has at its ends an outlet (not shown) for the coolant 1. This outlet is designed such that a closed cooling is achieved. The coolant 1 forms, in addition to the longitudinal vortices 9, a comparatively thin boundary layer flow 7 between adjacent auxiliary cooling ribs 3 - on the cooling wall bottom 5 -. The boundary layer flow 7 also applies partially or completely to the side walls of the auxiliary cooling ribs 3. The boundary layer flow 7 has a thickness of 8. The longitudinal vortexes 9 prevent a greater thickness 8 of the boundary layer flow 7, whereby the heat transfer coefficient can be further increased. By the auxiliary cooling ribs 3 and their longitudinal arrangement, the heat transfer coefficient for a wide range of coolant Reynolds numbers can be increased. Very low wall friction losses occur even for coolant Reynolds numbers in the order of R ep = 10 to R ep = 500,000. The pressure loss due to wall friction decreases.

Dadurch ergibt sich eine wesentlich bessere Kühlung der Komponente bzw. seiner Kühlwand 12 und eine effizientere Durchleitung des Kühlmittels 1.This results in a much better cooling of the component or its cooling wall 12 and a more efficient passage of the coolant. 1

FIG 2 zeigt ein weiteres Beispiel eines Kühlkanals 14, bei dem die Grenzschichtströmung 7 eine unterschiedliche Dicke 8 aufweist. An den Seitenwänden der Kühlhilfsrippen 3 ist die Grenzschicht dicker als am Kühlwandboden 5. Dies stellt sich durch gezielt angeordnete und dimensionierte Einlassöffnungen 4 ein, wobei das auf die Kühlhilfsrippen 3 bzw. auf deren Kamm 6 auftreffende Kühlmittel 1 mit einer niedrigeren Geschwindigkeit (kürzere Pfeile) auftrifft als auf den Kühlwandboden 5 (längere Pfeile). FIG. 2 shows another example of a cooling channel 14, in which the boundary layer flow 7 has a different thickness 8. On the side walls of the auxiliary cooling ribs 3, the boundary layer is thicker than on the cooling wall bottom 5. This is achieved by specifically arranged and dimensioned inlet openings 4, wherein the coolant 1 impinging on the auxiliary cooling ribs 3 or on their comb 6 at a lower speed (shorter arrows) impinges than on the cooling wall bottom 5 (longer arrows).

FIG 3, 4 und 5 zeigen die Ausführung eines erfindungsgemäßen Kühlkanals 14 mit Kühlhilfsrippen 3 in einem metallischen Hitzeschild 18 für die Brennkammer einer Gasturbine in einer Drauf-, Vorder- und Seitenansicht. Dabei wird der Hitzeschild 18 durch ein nicht weiter gezeigtes Befestigungsmittel an einer Tragstruktur der Brennkammer angebracht. Das Kühlmittel 1 wird durch in der Wand 10 angeordnete Einlassöffnungen 4 in den Kühlkanal 14 eingedüst und bewirkt eine Prallkühlung. Anschließend strömt es in Strömungsrichtung 2 weiter in Richtung Austritt (nicht gezeigt). Durch das Weiterströmen wird eine Konvektionskühlung bewirkt. 3, 4 and 5 show the execution of a cooling channel 14 according to the invention with auxiliary cooling ribs 3 in a metallic heat shield 18 for the combustion chamber of a gas turbine in a plan, front and side view. In this case, the heat shield 18 is attached by a not further shown fastening means to a supporting structure of the combustion chamber. The coolant 1 is injected into the cooling channel 14 through inlet openings 4 arranged in the wall 10 and effects impingement cooling. Subsequently, it flows in the flow direction 2 in the direction of exit (not shown). By the further flow a convection cooling is effected.

FIG 6 und 7 zeigen ein Übergangsteil 19 (transition piece) einer Rohr-Brennkammer. Dies ist zwischen den Brennern der Brennkammer und der Turbineneinheit einer stationären Gasturbine angeordnet. Dabei wird das Übergangsteil 19 in zwei Bereiche aufgeteilt: in einen Bereich R und einen Bereich F. Im Bereich R werden Kühlhilfsrippen 3 längslaufend zur Strömungsrichtung 2 erfindungsgemäß angeordnet. Das Kühlmittel 1 strömt durch entsprechend dimensionierte Einlassöffnungen 4 ein, wodurch eine Prallkühlung entsteht. Das-Kühlmittel 1 strömt anschließend durch den Bereich F des Übergangsteils 19. Dies bewirkt eine Konvektionskühlung im Bereich F. Zusätzlich sind hier noch Dimples 11 angeordnet. FIGS. 6 and 7 show a transition part 19 (transition piece) of a pipe combustion chamber. This is arranged between the burners of the combustion chamber and the turbine unit of a stationary gas turbine. In this case, the transition part 19 is divided into two areas: in a region R and a region F. In the area R cooling auxiliary ribs 3 are longitudinally arranged according to the invention according to the flow direction. The coolant 1 flows through appropriately sized inlet openings 4, whereby an impingement cooling occurs. The coolant 1 subsequently flows through the region F of the transition part 19. This causes convection cooling in the region F. In addition, dimples 11 are additionally arranged here.

Die Figuren 8 bis 10 zeigen einen Liner 20 für eine Brennkammer in einer Drauf-, Vorder- und Seitenansicht. Auch hier ist eine Kombination aus Prallkühlung und einer nachfolgenden Konvektionskühlung gezeigt. Die Kühlhilfsrippen 3 können dabei teilweise oder aber auch über die ganze zu kühlende Fläche längslaufend zur Strömungsrichtung 2 angeordnet sein.The FIGS. 8 to 10 show a liner 20 for a combustion chamber in a top, front and side view. Again, a combination of impingement cooling and subsequent convection cooling is shown. The cooling auxiliary ribs 3 can be arranged partially or else over the entire surface to be cooled longitudinally to the flow direction 2.

FIG 11 zeigt die Verwendung des erfindungsgemäßen Kühlkanals 14 aus FIG 1 in einem Führungsring 21 einer Gasturbine, welcher zu den Spitzen von Laufschaufeln der Turbine benachbart vorgesehen ist. FIG 12 zeigt eine weiter vorteilhafte Verwendung der Erfindung innerhalb eines Schaufelblatts einer Turbinenschaufel, wobei im Detail nur die erfindungsgemäß ausgebildete Anströmkante des Schaufelblatts dargestellt ist. FIG. 11 shows the use of the cooling channel 14 according to the invention FIG. 1 in a guide ring 21 of a gas turbine, which is provided adjacent to the tips of blades of the turbine. FIG. 12 shows a further advantageous use of the invention within an airfoil of a turbine blade, wherein in detail only the inventively designed leading edge of the airfoil is shown.

Mit der vorliegenden Erfindung wird folglich ein Kühlkanal offenbart, der sich durch einen besonders guten Quotienten α/Δp aus Wärmeübergangskoeffizient α zu Druckverlust Δp auszeichnet. Eine Filmkühlung kann hiermit vermieden werden und damit auch ein Vermischen von heißen und kalten Gasen. Ferner zeichnet sich der hier offenbarte Kühlkanal durch einen sehr hohen Wärmeübergangskoeffizient für einen weiten Bereich von Kühlmittel-Reynoldszahlen und durch geringe Druckverluste aus. Der hier vorgestellte Kühlkanal kann vorteilhafterweise auch sehr einfach in ein bestehendes Kühlsystem eingebaut werden. Weiterhin vorteilhaft ist die einfache Herstellung der Kühlwand durch beispielsweise Kalt-/Warmwalzen. Einsetzbar ist der Kühlkanal beispielsweise in Hitzeschildelementen oder Linern, in Turbinenschaufeln, in Übergangsteilen zwischen Brennkammer und Turbine (Transistion piece) oder anderen Heißgaskomponenten.The present invention thus discloses a cooling channel which is distinguished by a particularly good quotient α / Δp from the heat transfer coefficient α to the pressure loss Δp. A film cooling can be avoided hereby and thus also a mixing of hot and cold gases. Furthermore, the cooling channel disclosed here is characterized by a very high heat transfer coefficient for a wide range of coolant Reynolds numbers and low pressure losses. The cooling duct presented here can advantageously also be installed very easily in an existing cooling system. Further advantageous is the simple production of the cooling wall by, for example, cold / hot rolling. It can be used, for example, in heat shield elements or liners, in turbine blades, in transition parts between combustion chamber and turbine (Transistion piece) or other hot gas components.

Claims (14)

Kühlkanal (14) zur Führung eines Kühlmittels (1) in oder an einer einem Heißgas aussetzbaren Komponente einer Gasturbine,
umfassend: • eine Kühlwand (12), deren äußere Seitenwand (17) dem Heißgas aussetzbar ist und deren der äußeren Seitenwand (17) gegenüberliegende innere Seitenwand (15) den Kühlkanal (14) teilweise begrenzt, • eine Wand (10), die der inneren Seitenwand (15) unter Bildung eines Hohlraums (13) gegenüberliegt und die eine Anzahl von Einlassöffnungen (4) zum Einströmen des Kühlmittels (1) in den Hohlraum (13) aufweist, • zumindest eine Auslassöffnung zum Ausströmen des Kühlmittels (1) aus dem Hohlraum (13), dadurch gekennzeichnet, dass
in dem Hohlraum (13) eine Anzahl von Kühlhilfsrippen (3) längslaufend zur Strömungsrichtung (2) des Kühlmittels (1) entlang der Kühlwand (12) in Richtung der Auslassöffnung angeordnet ist.Cooling passage (14) for guiding a coolant (1) in or on a hot gas exposable component of a gas turbine,
full: A cooling wall (12) whose outer side wall (17) can be exposed to the hot gas and whose inner side wall (15), which lies opposite the outer side wall (17), partially delimits the cooling channel (14), A wall (10) which faces the inner side wall (15) to form a cavity (13) and which has a number of inlet openings (4) for flowing the coolant (1) into the cavity (13), At least one outlet opening for the outflow of the coolant (1) out of the cavity (13), characterized in that
in the cavity (13) a number of auxiliary cooling ribs (3) longitudinal to the flow direction (2) of the coolant (1) along the cooling wall (12) is arranged in the direction of the outlet opening. Kühlkanal (14) nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Kühlhilfsrippen (3) zumindest die Dimensionen in Form einer Höhe (h) in Richtung der Einströmung des Kühlmittels (1), einen mittleren Abstand (s) und eine Kammbreite (t) aufweisen.Cooling channel (14) according to claim 1,
characterized in that
the auxiliary cooling ribs (3) have at least the dimensions in the form of a height (h) in the direction of the inflow of the coolant (1), a mean distance (s) and a ridge width (t). Kühlkanal (14) nach Anspruch 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Einlassöffnungen (4) eine Querschnittsfläche A und einen Umfang U aufweisen, mittels denen ein hydraulischer Durchmesser (Dp) gemäß D P = 4 ⁢ A U
Figure imgb0002
 bestimmt werden kann.Cooling passage (14) according to claim 1 or 2,
characterized in that
the inlet openings (4) have a cross-sectional area A and a circumference U, by means of which a hydraulic diameter (Dp) according to D P = 4 ⁢ A U
Figure imgb0002
 can be determined. Kühlkanal (14) nach Anspruch 3,
dadurch gekennzeichnet, dass
eine der Kühlrippendimensionen (t), (s), (h), mehrere oder alle Kühlrippendimensionen (t), (s), (h) kleiner als der hydraulische Durchmesser (Dp) der Einlassöffnung (4) ist bzw. sind.Cooling channel (14) according to claim 3,
characterized in that
one of the cooling fin dimensions (t), (s), (h), several or all fin rib dimensions (t), (s), (h) is smaller than the hydraulic diameter (Dp) of the inlet port (4). Kühlkanal (14) nach Anspruch 4,
dadurch gekennzeichnet, dass
die eine, mehrere oder alle Kühlrippendimensionen (t), (s), (h) einen Wert aufweisen, der im Intervall von 5% bis 20 % des Wertes des hydraulischen Durchmessers (Dp) der Einlassöffnung (4) liegt.Cooling channel (14) according to claim 4,
characterized in that
the one, several or all fin fin dimensions (t), (s), (h) have a value ranging from 5% to 20% of the value of the hydraulic diameter (D p ) of the inlet port (4). Kühlkanal (14) nach einem der Ansprüche 1 bis 5,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Einlassöffnungen (4) in ihrer geometrische Gestaltung unterschiedlich sind.Cooling channel (14) according to one of claims 1 to 5,
characterized in that
the inlet openings (4) are different in their geometric design. Kühlkanal (14) nach einem der Ansprüche 1 bis 6,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Einlassöffnungen (4) in ihrer Anordnung in Strömungsrichtung (2) gleichmäßig oder unterschiedlich verteilt sind.Cooling channel (14) according to one of claims 1 to 6,
characterized in that
the inlet openings (4) are distributed uniformly or differently in their arrangement in the flow direction (2). Kühlkanal (14) nach einem der Ansprüche 1 bis 7,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Einlassöffnungen (4) in ihrer Anordnung quer zur Strömungsrichtung (2) gleichmäßig oder unterschiedlich verteilt sind.Cooling channel (14) according to one of claims 1 to 7,
characterized in that
the inlet openings (4) are distributed uniformly or differently in their arrangement transversely to the flow direction (2). Kühlkanal (14) nach einem der Ansprüche 1 bis 8,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Einlassöffnungen (4) als Düsen ausgebildet sind.Cooling channel (14) according to one of claims 1 to 8,
characterized in that
the inlet openings (4) are formed as nozzles. Kühlkanal (14) nach einem der Ansprüche 1 bis 9,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Kühlhilfsrippen (3) im Kühlkanal (1) durchgängig in Strömungsrichtung (2) angeordnet sind.Cooling channel (14) according to one of claims 1 to 9,
characterized in that
the auxiliary cooling ribs (3) in the cooling channel (1) are arranged continuously in the flow direction (2). Kühlkanal (14) nach einem der Ansprüche 1 bis 10,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Kühlhilfsrippen (3) am Kamm (6) und/oder am Kühlwandboden (5) und/oder an den Seitenwänden wirbelbildende Elemente aufweisen.Cooling channel (14) according to one of claims 1 to 10,
characterized in that
the auxiliary cooling ribs (3) on the comb (6) and / or on the cooling wall bottom (5) and / or on the side walls have vortex-forming elements. Brennkammer mit einem Kühlkanal nach einem der
vorhergehenden Ansprüche.Combustion chamber with a cooling channel according to one of
previous claims. Brennkammer nach Anspruch 12,
dadurch gekennzeichnet, dass
die zumindest eine Auslassöffnung für eine geschlossene Kühlung der Brennkammer vorgesehen ist.Combustion chamber according to claim 12,
characterized in that
the at least one outlet opening is provided for a closed cooling of the combustion chamber. Gasturbine mit einer Brennkammer nach einem der Ansprüche 12 bis 13.Gas turbine with a combustion chamber according to one of claims 12 to 13.
EP07010641A 2007-05-29 2007-05-29 Cooling channel for cooling a component carrying a hot gas Withdrawn EP1998115A1 (en)

Priority Applications (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP07010641A EP1998115A1 (en) 2007-05-29 2007-05-29 Cooling channel for cooling a component carrying a hot gas

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP07010641A EP1998115A1 (en) 2007-05-29 2007-05-29 Cooling channel for cooling a component carrying a hot gas

Publications (1)

Publication Number Publication Date
EP1998115A1 true EP1998115A1 (en) 2008-12-03

Family

ID=38650112

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
EP07010641A Withdrawn EP1998115A1 (en) 2007-05-29 2007-05-29 Cooling channel for cooling a component carrying a hot gas

Country Status (1)

Country Link
EP (1) EP1998115A1 (en)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011048123A3 (en) * 2009-10-20 2012-12-20 Siemens Aktiengesellschaft A multi-fuel combustion system
CN113483363A (en) * 2021-08-18 2021-10-08 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Gas turbine and combustor basket

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1530594A (en) * 1974-12-13 1978-11-01 Rolls Royce Perforate laminated material
EP0624757A1 (en) * 1993-05-10 1994-11-17 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
US5435139A (en) * 1991-03-22 1995-07-25 Rolls-Royce Plc Removable combustor liner for gas turbine engine combustor
WO1998013645A1 (en) * 1996-09-26 1998-04-02 Siemens Aktiengesellschaft Thermal shield component with cooling fluid recirculation and heat shield arrangement for a component circulating hot gas
EP1043479A2 (en) * 1999-04-06 2000-10-11 General Electric Company Internally grooved turbine wall
EP1306619A2 (en) * 2001-10-29 2003-05-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and combustor therefor
EP1528322A2 (en) * 2003-10-23 2005-05-04 United Technologies Corporation Combustor

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB1530594A (en) * 1974-12-13 1978-11-01 Rolls Royce Perforate laminated material
US5435139A (en) * 1991-03-22 1995-07-25 Rolls-Royce Plc Removable combustor liner for gas turbine engine combustor
EP0624757A1 (en) * 1993-05-10 1994-11-17 General Electric Company Recuperative impingement cooling of jet engine components
WO1998013645A1 (en) * 1996-09-26 1998-04-02 Siemens Aktiengesellschaft Thermal shield component with cooling fluid recirculation and heat shield arrangement for a component circulating hot gas
EP1043479A2 (en) * 1999-04-06 2000-10-11 General Electric Company Internally grooved turbine wall
EP1306619A2 (en) * 2001-10-29 2003-05-02 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine and combustor therefor
EP1528322A2 (en) * 2003-10-23 2005-05-04 United Technologies Corporation Combustor

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2011048123A3 (en) * 2009-10-20 2012-12-20 Siemens Aktiengesellschaft A multi-fuel combustion system
CN102844622A (en) * 2009-10-20 2012-12-26 西门子公司 Multi-fuel combustion system
CN102844622B (en) * 2009-10-20 2015-08-26 西门子公司 A kind of Multi-fuel combustion system
CN113483363A (en) * 2021-08-18 2021-10-08 中国联合重型燃气轮机技术有限公司 Gas turbine and combustor basket

Similar Documents

Publication Publication Date Title
EP1113145B1 (en) Blade for gas turbines with metering section at the trailing edge
DE3789514T2 (en) Cooled gas turbine blade.
DE69822100T2 (en) turbine blade
DE60224339T2 (en) Cooling insert with tangential outflow
DE69932688T2 (en) Cooling openings for gas turbine components
EP1320661B1 (en) Gas turbine blade
DE19921644B4 (en) Coolable blade for a gas turbine
DE2718661C2 (en) Guide vane grille for a gas turbine with an axial flow
DE19612840A1 (en) Device and method for cooling a wall surrounded by hot gas on one side
DE102015225505A1 (en) Wall of a component to be cooled by means of cooling air, in particular a gas turbine combustion chamber wall
DE60307070T2 (en) BREATHING OF THE GAS TURBINE BOOMS
DE60209654T2 (en) A method of controlling the flow of cooling into a turbine blade and turbine blade with a flow control device
EP2770260A2 (en) Impact effusion cooled shingle of a gas turbine combustion chamber with elongated effusion bore holes
EP1267039A1 (en) Cooling configuration for an airfoil trailing edge
DE10001109A1 (en) Cooled blade for gas turbine, with several internal cooling channels running radially in blade
EP1267040A2 (en) Gas turbine blade
DE4441507A1 (en) Cooling structure for gas turbine blade
EP2423599A2 (en) Method for operating a burner arrangement and burner arrangement for implementing the method
DE102008002890A1 (en) Alternately cooled turbine stator
EP2087207B1 (en) Turbine blade
DE102015219556A1 (en) Diffuser for radial compressor, centrifugal compressor and turbo machine with centrifugal compressor
EP1505254A2 (en) Gas turbine and associated cooling method
EP1895096A1 (en) Cooled turbine rotor blade
EP1292760B1 (en) Configuration of a coolable turbine blade
DE1601563B2 (en) Air-cooled blade

Legal Events

Date Code Title Description
PUAI Public reference made under article 153(3) epc to a published international application that has entered the european phase

Free format text: ORIGINAL CODE: 0009012

AK Designated contracting states

Kind code of ref document: A1

Designated state(s): AT BE BG CH CY CZ DE DK EE ES FI FR GB GR HU IE IS IT LI LT LU LV MC MT NL PL PT RO SE SI SK TR

AX Request for extension of the european patent

Extension state: AL BA HR MK RS

AKX Designation fees paid
STAA Information on the status of an ep patent application or granted ep patent

Free format text: STATUS: THE APPLICATION IS DEEMED TO BE WITHDRAWN

18D Application deemed to be withdrawn

Effective date: 20090604

REG Reference to a national code

Ref country code: DE

Ref legal event code: 8566