EP2084368A1 - Turbinenschaufel - Google Patents

Turbinenschaufel

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Publication number
EP2084368A1
EP2084368A1 EP07820422A EP07820422A EP2084368A1 EP 2084368 A1 EP2084368 A1 EP 2084368A1 EP 07820422 A EP07820422 A EP 07820422A EP 07820422 A EP07820422 A EP 07820422A EP 2084368 A1 EP2084368 A1 EP 2084368A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
heat protection
protection element
turbine
cooling
Prior art date
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Granted
Application number
EP07820422A
Other languages
English (en)
French (fr)
Other versions
EP2084368B1 (de
Inventor
Fathi Ahmad
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
Priority to EP07820422A priority Critical patent/EP2084368B1/de
Priority to PL07820422T priority patent/PL2084368T3/pl
Publication of EP2084368A1 publication Critical patent/EP2084368A1/de
Application granted granted Critical
Publication of EP2084368B1 publication Critical patent/EP2084368B1/de
Not-in-force legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

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Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade according to the preamble of claim 1.
  • Turbomachines in particular gas turbines, are used in many areas to drive generators or work machines.
  • a gas turbine usually has a rotatably mounted rotor surrounded by a stationary housing.
  • the fixed assemblies of a gas turbine are collectively referred to as a stator.
  • the energy content of a fuel is used to generate a rotational movement of the rotor component.
  • the fuel is burned in a combustion chamber, compressed air being supplied by an air compressor.
  • the working medium produced in the combustion chamber by the combustion of the fuel which is under high pressure and at high temperature, is guided via a turbine unit connected downstream of the combustion chamber, where it relaxes to perform work.
  • a number of rotor blades which are usually combined into blade groups or rows of blades, are arranged thereon and drive the rotor components by impulse transmission of the flow medium.
  • To guide the flow medium in the turbine unit also commonly associated guide blade rows are arranged between adjacent blade rows with the turbine housing.
  • the turbine blades in particular the guide vanes, usually have an airfoil extending along a blade axis for suitable guidance of the working medium, to which a platform extending transversely to the blade axis can be integrally formed on the end side for fastening the turbine blade to the respective support body.
  • a particularly high efficiency is a design target.
  • an increase in the degree of efficiency can basically be achieved by increasing the outlet temperature at which the working medium leaves the combustion chamber and flows into the turbine unit. The temperatures reached during the operation of such a gas turbine are up to 1300 0 C.
  • the exposed to these high temperatures of the working fluid components and components of the gas turbine are thus subject to high thermal stress.
  • the affected components in particular the rotor blades and / or guide vanes of the turbine unit, are cooled.
  • the turbine blades are usually provided with cooling channels, in particular, an effective and reliable cooling of the particular thermally loaded front edge of the respective turbine blade should be ensured.
  • Coolant is usually used as coolant. This can be supplied to the respective turbine blade via a number of integrated into the blade or the blade profile coolant channels. Starting from these, the cooling air flows through the respectively provided regions of the turbine blades in exit channels branching off from them, as a result of which convective cooling of the blade inner and the blade wall is achieved. On the exit side, these channels are left open, so that the cooling air, after flowing through the turbine blade, flows out of the outlet openings, also referred to as film cooling holes, and forms a cooling film on the surface of the airfoil. As a result of this cooling-air film, the blade base body is largely protected on the surface from direct and intensive contact with the hot working medium flowing past at high speed.
  • the outlet openings in this region are usually arranged uniformly along at least two rows aligned parallel to the front edge.
  • the outlet channels are also generally aligned obliquely to the longitudinal direction of the turbine blade, which supports the formation of the protective, flowing on the surface cooling air film.
  • the front edge of the blade can also be provided with a heat protection layer.
  • This heat protection layer is expediently made of a more temperature-resistant material than that of the blade main body.
  • the heat protection layer is characterized by a low coefficient of thermal conduction, whereby the temperature load of the base material of the bluff body is reduced.
  • Turbine blade through such a heat protection layer in conjunction with a cooling of the leading edge region of the blade increases.
  • this heat protection has the disadvantage that cracks in the heat protection layer occur after a certain time. These cracks reduce the protection of the blade body from the hot exhaust gas of the gas turbine, so that cracking may also occur due to the increased thermal load in the base body of the turbine blade. Such cracks in the blade body endanger the reliability and can lead to failure of the gas turbine.
  • a modular turbine blade of the aforementioned type is known.
  • the turbine blade comprises a cast base body with an airfoil profile on which there are provided on the inflow edge side a plurality of cooling air blowout slots, which are provided by a blade airfoil on the airfoil. fil laterally mounted fender are covered at a distance.
  • the cooling air emerging from the slots cools the torn leading edge in the manner of impingement cooling and, following the impingement cooling, is deflected by the sheet in such a way that it can leave the modular turbine blade in the area of the pressure side face and suction side face.
  • the invention is therefore based on the object to provide a turbine blade of the type mentioned above, which ensures a particularly high reliability of the gas turbine with simple means even when used in high flow temperatures.
  • the invention is based on the consideration that, especially with regard to the reliability and economy of a gas turbine, the turbine blades should have as long as possible by a suitably selected heat protection.
  • the fact should be taken into account that just the leading edge of the turbine blade is thermally heavily loaded. This should therefore be specially protected
  • the heat protection element is mounted at a distance to the blade body in the leading edge region, whereby a direct contact of the heat protection element is avoided with the blade body.
  • its outer surface in the leading edge region is provided with a number of secondary cooling channels, these running from the main cooling channel to the blade main body outer surface.
  • These auxiliary cooling channels are arranged homogeneously distributed behind the heat protection element for effective cooling in the leading edge region of the blade body.
  • stresses and resulting cracks can be avoided.
  • this has a number of its outer surface extending in the direction of the blade main body outlet channels. This trained to guide a cooling flow channel also serves as a connecting element between the heat protection element and the blade body.
  • the outlet channel protrudes at one end into a main cooling channel formed in the blade inside, wherein the medium flowing in the main cooling channel medium can flow to cool the heat protection element on the outer surface.
  • the particularly critical region namely the leading edge region of the turbine blade
  • the particularly critical region is particularly effectively protected from the high temperatures of the working medium of the turbine.
  • the cooling takes place in such a way that a cooling flow from the main cooling channel is partly conducted through the outlet channels of the heat protection element onto its outer surface and flows partly from the main cooling channel, via the auxiliary cooling channels of the blade base body, through the intermediate space formed by the heat protection element and the blade base body.
  • a protective film is formed on the outer surface of the heat protection element.
  • This cooling film prevents direct contact of the hot working medium of the turbine with the heat protection element, whereby the temperature load of the impinged outer surface is reduced.
  • the still occurring increase in the temperature of the heat protection element does not affect directly on the temperature of the blade body in the leading edge region, since the heat protection element is arranged at a distance from the blade body.
  • the heat transfer between the heat protection element and the blade body is also by the flowing between the inner surface of the heat protection member and the blade body outer surface Cooling medium significantly reduced by the heat in the leading edge area is removed by the internal cooling flow.
  • the heat protection element has a shape adapted to the profile of the blade body in the leading edge region. This ensures that the turbine blade has a flow-optimized shape in the leading edge region even after the attachment of the heat protection element.
  • the form of the heat protection element corresponding to the blade body leads to a uniform expansion of the gap in the leading edge region.
  • the cooling medium flows at a predominantly constant speed along the blade body outer surface and the inner surface of the heat protection element, whereby the cooling in the leading edge region of the turbine blade is particularly uniform.
  • the heat protection element is made of a material which is more temperature-resistant than the blade body. Since the heat protection element is directly impinged by the hot working medium during operation of the turbine, it is precisely this component that is exposed to a high temperature load. Therefore, the heat protection element should be made of a particularly temperature-resistant material to ensure above all the reliability and minimize the downtime of the turbine.
  • the heat protection element is designed for an impingement cooling for a particularly effective cooling, this is achieved by keeping the distance of the heat protection element to the blade main body sufficiently low.
  • the heat protection element is preferably attached at a distance of 1 mm to 3 mm from the blade base body. assigns. Just a heat protection element attached to this distance in the leading edge region of the turbine blade ensures a sufficiently high impact velocity of the cooling medium on the inner surface of the heat protection element, whereby a particularly effective cooling is achieved by impingement cooling. Since the static pressure in the main cooling channel of the blade base body is predetermined, the impact velocity of the cooling flow is determined, for example, in addition to, for example, the diameter of the auxiliary cooling channels, above all by the distance between the heat protection element and the blade main body.
  • a sufficiently high velocity of the cooling medium immediately before impinging on the inner surface of the heat protection element is necessary because this intimate contact between the cooling medium and the inner surface of the heat protection element is achieved.
  • the auxiliary cooling channels are arranged substantially perpendicular to the inner surface of the heat protection element.
  • the cooling flow from the main cooling channel is perpendicular to the inner surface of the heat protection element, whereby a large part of the kinetic energy of the cooling medium is used for a particularly intimate contact between the particles in the cooling flow and the inner surface of the heat protection element.
  • the heat of the heat protection element is transferred to the inner cooling stream in a particularly effective manner and transported away.
  • the heat protection element in the edge regions of the turbine blade is connected to the blade main body.
  • the heat protection element can advantageously be used at the points of the turbomachine where components and assemblies of the thermal turbomachine are charged with the hot working medium.
  • the use of the heat protection element for protecting the leading edge region of the turbine blade is particularly preferred since the temperature load of the blade main body in this region is particularly high.
  • such a heat protection system minimizes the downtime of the gas turbine, since the life is increased by the heat protection element.
  • the advantages achieved by the invention are, in particular, that an effective protection of the leading edge region of the turbine blade against the high temperatures of the working medium of the turbines is provided by the heat protection element arranged upstream of the blade main body of the turbine blade.
  • the heat protection element allows the use of an impingement cooling, whereby the heat protection element can be cooled particularly effectively.
  • the heat protection element prevents any cracks that may arise from the outer surface of the heat protection element from spreading into the blade base body.
  • FIG. 5 shows a cross section through a turbine blade provided with a heat protection element
  • FIG. 6 shows, in an alternative embodiment, a turbine blade with a heat protection element integrated in the leading edge region of the blade base body.
  • the gas turbine 1 has a compressor 2 for combustion air, a combustion chamber 4 and a turbine unit 6 for driving the compressor 2 and a generator, not shown, or a working machine.
  • the turbine unit 6 and the compressor 2 are arranged on a common, also called turbine rotor turbine shaft 8, with which the generator or the working machine is connected, and which is rotatably mounted about its central axis 9.
  • the combustion chamber 4 designed in the manner of an annular combustion chamber is equipped with a number of burners 10 for the combustion of a liquid or gaseous fuel.
  • the turbine unit 6 has a number of rotatable blades 12 connected to the turbine shaft 8.
  • the blades 12 are arranged in a ring on the turbine shaft 8 and thus form a number of blade rows.
  • the turbine unit 6 comprises a number of fixed vanes 14, which are also fixed in a ring shape with the formation of rows of vanes on an inner casing 16 of the turbine unit 6.
  • the blades 12 serve to drive the turbine shaft 8 by impulse transfer from the turbine unit 6 flowing through the working medium M.
  • the vanes 14, however, serve to guide the flow of the working medium M between two seen in the flow direction of the working medium M consecutive blade rows or blade rings.
  • a successive pair of a ring of vanes 14 or a row of vanes and a ring of blades 12 or a blade row is also referred to as a turbine stage.
  • Each vane 14 has a platform 18, which is arranged to fix the respective vane on the inner housing 16 of the turbine unit 6 as a wall element.
  • the platform 18 is - as well as the turbine blade 12, 14 - while a comparatively thermally heavily loaded component.
  • Each blade 12 is in an analogous manner via a also as
  • a guide ring 21 is arranged on the inner housing 16 of the turbine unit 6 between the spaced-apart platforms 18 of the guide vanes 14 of two adjacent guide blade rows. The outer surface of each guide ring 21 is also exposed to the hot, the turbine unit 6 flowing through the working medium M and spaced in the radial direction from the outer end of the opposite blades 12 by a gap.
  • the guide rings 21 arranged between adjacent guide blade rows serve in particular as cover elements, which protect the inner housing 16 or other housing-built-in components against overstressing of the working medium M flowing through the turbine 6.
  • the combustion chamber 4 is designed in the embodiment as a so-called annular combustion chamber, in which a plurality of circumferentially around the turbine shaft 8 arranged around burners 10 opens into a common combustion chamber.
  • the combustion chamber 4 in its entirety is designed as an annular structure that is positioned around the turbine shaft 8.
  • the combustion chamber 4 is designed for a comparatively high temperature of the working medium M of about 1000 0 C to 1600 0 C.
  • the rotor blades 12 -as shown in FIG. 2 - have a heat protection element 22 mounted in the leading edge region.
  • Each of the heat shield elements 22 attached to the rotor blades 12 is equipped on the working medium side with a particularly heat-resistant protective layer such as, for example, ceramic or made of a high-temperature-resistant material.
  • the turbine blade 12, 14 is provided with a number of secondary cooling channels 24 in the leading edge region.
  • the likewise in the leading edge region of the turbine blade 12, 14 mounted and projecting into a main cooling channel 26 outlet channels 28 are used in addition to the leadership of the cooling medium K as fastening elements for the heat protection element 22.
  • the preferably used as cooling medium K cooling air K flows, due to the main cooling channel 26 of the blade body 30 prevailing higher pressure relative to the ambient pressure in the turbine unit 6, via the subcooling channels 24 in the space formed between the outer surface 32 of the blade body 30 and the inner surface 34 of the heat protection member 22 and through the Exit channels 28 of the heat protection element 22, wherein the effluent from the outlet channels 28 cooling air K forms a protective film between the working medium M and the outer surface 36 of the heat protection member 22.
  • the cooling air K escaping from the secondary cooling channels 24 of the blade main body 30 flows against the inner surface 34 of the heat protection element 22 and cools them by the resulting impact cooling effect.
  • FIG. 3 and 4 show the heat protection element 22 in two different sectional views, it being apparent from the longitudinal section of the heat protection element 22 shown in FIG. 3 that the outlet channels 28 are arranged one behind the other viewed in the longitudinal direction of the heat protection element 22 and wherein each outlet channel 28 extends from the outer surface 36 of the heat protection member 22 extends to the inner surface 34 toward. As shown in FIG. 4, the exit channels 28 can be arranged centrally in the longitudinal direction of the heat protection element 22.
  • the heat protection element 22 has a shape adapted to the profile of the blade body 30 in the leading edge region. This achieves, inter alia, that the turbine window 12, 14 also has a flow-optimized shape even after the heat protection element 22 has been attached to the blade main body 30.
  • a bent heat protection element 22 causes a constant distance between the inner surface 34 of the heat protection member 22 and the outer surface 32 of the blade body 30, whereby a particularly effective cooling in this area is made possible.
  • the cooling air K required for cooling flows from the main cooling channel 26 of the turbine blade 12, 14 through the auxiliary cooling channels 24 and the outlet channels 28, resulting in a cooling film on the Outer surface 36 of the heat protection element 22 forms.
  • the cooling of the inner surface 34 of the heat protection element 22 and the Outer surface 32 of the blade body 30 in the leading edge region of the turbine blade 12, 14 takes place by the outflow of the cooling air K from the secondary cooling channels 24, wherein the inner surface 34 of the heat protection element 22 is cooled particularly effectively by the impact cooling effect occurring.
  • the auxiliary cooling channels 24 are preferably arranged in such a way that the cooling air K flowing out of the auxiliary cooling channels 24 impinges perpendicular to the inner surface 34 of the heat protection element 22 .
  • the distance of the heat protection element 22 to the blade body 30 is preferably to be chosen so that an intimate contact between the cooling air K and the baffle is effected by a sufficiently high flow rate of the cooling medium K when hitting the inner surface 34 of the heat protection element 22 and thus the impact cooling effect established.
  • FIG. 1 A particularly expedient embodiment of the turbine blade 12, 14 with the heat protection element 22 according to the invention is shown in FIG.
  • the heat protection element 22 has been integrated into the leading edge region of the blade body 30, whereby the original outer shape of the turbine blade 12, 14 is maintained in an advantageous manner.
  • the aerodynamic design of the turbomachine is thus not changed, whereby a reduction in the efficiency of the gas turbine, for example, due to vortex formations on the outer edges in a externally attached to the blade body 30 heat protection element 22 is prevented.
  • the gap between the heat protection element 22 and the blade main body 30 required for producing impingement cooling is achieved in this special embodiment of the turbine blade 12, 14 by placing the heat protection element 22 on a recess 38 present in the blade base body 30. This is the extending into the flow channel of the gas turbine outer surface of the turbine blade 12, 14th partially formed by the outer surface of the heat protection element 22.
  • the free ends of the heat protection element 22 according to FIG. 5 are integrally formed flush with the blade walls formed by the base body 30 in order to achieve an offset-free surface of the turbine blade 12, 14.
  • the part of the main body 30, which is opposite to the heat protection element 22, is set back to the blade interior, so that the edge regions of the heat protection element 22 are connected to the blade body.

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Description

Beschreibung
Turbinenschaufel
Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel gemäß dem Oberbegriff des Anspruchs 1.
Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinen, werden in vielen Bereichen zum Antrieb von Generatoren oder von Arbeitsma- schinen eingesetzt. Eine Gasturbine weist üblicherweise einen von einem feststehenden Gehäuse umgebenen drehbar gelagerten Rotor auf. Die feststehenden Baugruppen einer Gasturbine werden zusammenfassend auch als Stator bezeichnet. Der Energiegehalt eines Brennstoffs wird dabei zur Erzeugung einer Rota- tionsbewegung der Rotorkomponente benutzt. Der Brennstoff wird dazu in einer Brennkammer verbrannt, wobei von einem Luftverdichter verdichtete Luft zugeführt wird. Das in der Brennkammer durch die Verbrennung des Brennstoffs erzeugte, unter hohem Druck und unter hoher Temperatur stehende Ar- beitsmedium wird dabei über eine der Brennkammer nachgeschaltete Turbineneinheit geführt, wo es sich arbeitsleistend entspannt .
Zur Erzeugung der Rotationsbewegung der Rotorkomponente sind dabei an dieser eine Anzahl von üblicherweise in Schaufelgruppen oder Schaufelreihen zusammengefassten Laufschaufeln angeordnet, welche durch Impulsübertragung des Strömungsmediums die Rotorkomponenten antreiben. Zur Führung des Strömungsmediums in der Turbineneinheit sind zudem üblicherweise zwischen benachbarten Laufschaufelreihen mit dem Turbinengehäuse verbundene Leitschaufelreihen angeordnet. Die Turbinenschaufeln, insbesondere die Leitschaufeln, weisen dabei üblicherweise zur geeigneten Führung des Arbeitsmediums ein entlang einer Schaufelachse erstrecktes Schaufelblatt auf, an das endseitig zur Befestigung der Turbinenschaufel am jeweiligen Trägerkörper eine sich quer zur Schaufelachse erstreckende Plattform angeformt sein kann. Bei der Auslegung derartiger Gasturbinen ist zusätzlich zur erreichbaren Leistung üblicherweise ein besonders hoher Wirkungsgrad ein Auslegungsziel. Eine Erhöhung des Wirkungsgrades lässt sich dabei aus thermodynamischen Gründen grundsätz- lieh durch eine Erhöhung der Austrittstemperatur erreichen, mit der das Arbeitsmedium aus der Brennkammer ab- und in die Turbineneinheit einströmt. Die Temperaturen, die während des Betriebs einer derartigen Gasturbine erreicht werden, liegen bei bis zu 13000C.
Die diesen hohen Temperaturen des Arbeitsmediums ausgesetzten Komponenten und Bauteile der Gasturbine unterliegen somit einer hohen thermischen Belastung. Um dennoch bei hoher Zuverlässigkeit eine vergleichsweise lange Lebensdauer der be- troffenen Komponenten zu gewährleisten, werden die betroffenen Komponenten, insbesondere die Lauf- und/oder Leitschaufeln der Turbineneinheit, gekühlt. Die Turbinenschaufeln sind dabei üblicherweise mit Kühlkanälen versehen, wobei insbesondere eine wirksame und zuverlässige Kühlung der im besonderen Maße thermisch belasteten Vorderkante der jeweiligen Turbinenschaufel sichergestellt sein soll.
Als Kühlmittel kommt dabei üblicherweise Kühlluft zum Einsatz. Diese kann der jeweiligen Turbinenschaufel über eine Anzahl von in das Schaufelblatt oder das Schaufelprofil integrierten Kühlmittelkanälen zugeführt werden. Von diesen ausgehend durchströmt die Kühlluft in davon abzweigenden Austrittskanälen die jeweils vorgesehenen Bereiche der Turbinenschaufeln, wodurch eine konvektive Kühlung des Schaufelinne- ren und der Schaufelwand erreicht wird. Austrittsseitig sind diese Kanäle offen gelassen, so dass die Kühlluft nach dem Durchströmen der Turbinenschaufel aus den auch als Filmkühllöcher bezeichneten Austrittsöffnungen ausströmt und einen Kühlfilm auf der Oberfläche des Schaufelblattes ausbildet. Durch diesen Kühlluftfilm ist der Schaufelgrundkörper an der Oberfläche vor einem direkten und intensiven Kontakt mit dem mit hoher Geschwindigkeit vorbeiströmenden heißen Arbeitsmedium weitgehend geschützt. Um im Vorderkantenbereich des Schaufelblattes eine besonders gleichmäßige und effektive Filmkühlung zu ermöglichen, sind die Austrittsöffnungen in diesem Bereich üblicherweise gleichmäßig entlang von mindestens zwei parallel zur Vorderkante ausgerichteten Reihen angeordnet. Die Austrittskanäle sind zudem in der Regel schräg zur Längsrichtung der Turbinenschaufel ausgerichtet, was die Ausbildung des schützenden, an der Oberfläche entlangströmenden Kühlluftfilms unter- stützt.
Da vor allem der Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel einer starken thermischen Belastung ausgesetzt ist, kann die Vorderkante der Schaufel zudem mit einer Hitzeschutzschicht versehen werden. Diese Hitzeschutzschicht besteht zweckmäßigerweise aus einem temperaturfesteren Material als das des Schaufelgrundkörpers. Zudem ist die Hitzeschutzschicht durch einen niedrigen Wärmeleitkoeffizienten gekennzeichnet, wodurch die Temperaturbelastung des Grundmaterials des Schau- felkörpers reduziert wird. Somit wird die Lebensdauer der
Turbinenschaufel durch eine derartige Hitzeschutzschicht in Verbindung mit einer Kühlung des Vorderkantenbereiches der Schaufel erhöht.
Dieser Hitzeschutz hat jedoch den Nachteil, dass nach einer gewissen Zeit Risse in der Hitzeschutzschicht auftreten. Diese Risse verringern den Schutz des Schaufelgrundkörpers gegenüber dem heißen Abgas der Gasturbine, so dass es infolge der erhöhten thermischen Belastung im Grundkörper der Turbi- nenschaufel ebenfalls zu einer Rissbildung kommen kann. Derartige Risse im Schaufelgrundkörper gefährden die Betriebssicherheit und können zum Ausfall der Gasturbine führen.
Zudem ist aus der GB 841 117 eine modulare Turbinenschaufel der Eingangs genannten Art bekannt. Die Turbinenschaufel umfasst einen gegossenen Grundkörper mit einem Schaufelblattprofil, an dem anströmkantenseitig mehrere Kühlluftausblas- schlitze vorgesehen sind, die von einem am Schaufelblattpro- fil seitlich befestigten Schutzblech unter Abstand überdeckt sind. Die aus den Schlitzen austretende Kühlluft kühlt die blecherne Anströmkante nach Art und Weise einer Prallkühlung und wird im Anschluss an die Prallkühlung vom Blech derartig umgelenkt, dass es im Bereich der Druckseitenfläche und Saugseitenfläche die modulare Turbinenschaufel verlassen kann.
Der Erfindung liegt daher die Aufgabe zugrunde, eine Turbinenschaufel der oben genannten Art anzugeben, welche mit ein- fachen Mitteln auch beim Einsatz in hohen Strömungstemperaturen eine besonders hohe Betriebssicherheit der Gasturbine gewährleistet .
Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß durch eine Turbinenschaufel gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.
Die Erfindung geht dabei von der Überlegung aus, dass gerade im Hinblick auf die Betriebssicherheit und die Wirtschaftlichkeit einer Gasturbine die Turbinenschaufeln durch einen geeignet gewählten Hitzeschutz eine möglichst hohe Lebensdauer aufweisen sollten. Dabei sollte insbesondere dem Umstand Rechnung getragen werden, dass gerade die Vorderkante der Turbinenschaufel thermisch stark belastet ist. Diese sollte daher besonders geschützt sein
Dies wird dadurch erreicht, indem das Hitzeschutzelement in einem Abstand am Schaufelgrundkörper im Vorderkantenbereich angebracht ist, wodurch ein direkter Kontakt des Hitzeschutzelements mit dem Schaufelgrundkörper vermieden wird. Zur Küh- lung des Schaufelgrundkörpers ist dabei dessen Außenfläche im Vorderkantenbereich mit einer Anzahl von Nebenkühlkanälen versehen, wobei diese vom Hauptkühlkanal zur Schaufelgrundkörper-Außenfläche verlaufen. Diese Nebenkühlkanäle sind für eine effektive Kühlung im Vorderkantenbereich des Schaufel- grundkörpers hinter dem Hitzeschutzelement homogen verteilt angeordnet. Somit können Spannungen und daraus resultierende Risse vermieden werden. Zur Kühlung des Hitzeschutzelements weist dieses eine Anzahl von dessen Außenfläche in Richtung des Schaufelgrundkörpers verlaufenden Austrittskanälen auf. Dieser zur Führung eines Kühlstroms ausgebildete Kanal dient zusätzlich auch als Verbindungselement zwischen dem Hitzeschutzelement und dem Schaufelgrundkörper. Der Austrittskanal ragt dabei mit einem Ende in einen im Schaufelinneren ausgebildeten Hauptkühlkanal hinein, wobei das im Hauptkühlkanal strömende Medium zur Kühlung des Hitzeschutzelements auf dessen Außenfläche strömen kann.
Durch ein derartig gebildetes Hitzeschutzsystem wird der besonders kritische Bereich, nämlich der Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel, vor den hohen Temperaturen des Arbeits- mediums der Turbine besonders effektiv geschützt. Durch die Kühlung des Hitzeschutzelements und des Schaufelgrundkörpers ist es möglich, die Temperatur des Arbeitsmediums der Turbine, welche die Turbinenschaufel umströmt, über die für das Material der Turbinenschaufel möglichen Temperatur zu erhö- hen. Die Kühlung erfolgt derart, indem ein Kühlstrom aus dem Hauptkühlkanal zum Teil durch die Austrittskanäle des Hitzeschutzelements auf dessen Außenfläche geleitet wird und zum Teil aus dem Hauptkühlkanal, über die Nebenkühlkanäle des Schaufelgrundkörpers, durch den vom Hitzeschutzelement und dem Schaufelgrundkörper gebildeten Zwischenraum strömt. Durch ein derartig geführtes Kühlmedium bildet sich ein Schutzfilm auf der Außenfläche des Hitzeschutzelements. Dieser Kühlfilm verhindert einen direkten Kontakt des heißen Arbeitsmediums der Turbine mit dem Hitzeschutzelement, wodurch die Temperaturbelastung der angeströmten Außenfläche reduziert wird. Die dennoch auftretende Erhöhung der Temperatur des Hitzeschutzelements wirkt sich jedoch nicht direkt auf die Temperatur des Schaufelgrundkörpers im Vorderkantenbereich aus, da das Hitzeschutzelement in einem Abstand zum Schaufelgrundkörper angeordnet ist. Die Wärmeübertragung zwischen dem Hitzeschutzelement und dem Schaufelgrundkörper wird zudem durch das zwischen der Innenfläche des Hitzeschutzelements und der Schaufelgrundkörper-Außenfläche strömende kühlende Medium wesentlich verringert, indem die Wärme im Vorderkantenbereich durch den inneren Kühlstrom abtransportiert wird.
Besonders bevorzugt weist das Hitzeschutzelement eine an das Profil des Schaufelgrundkörpers im Vorderkantenbereich ange- passte Form auf. Dadurch wird erreicht, dass die Turbinenschaufel auch nach dem Anbringen des Hitzeschutzelements eine im Vorderkantenbereich strömungsoptimierte Form aufweist. Zu- dem führt die zum Schaufelgrundkörper korrespondierende Form des Hitzeschutzelements zu einer gleichmäßigen Ausdehnung des Zwischenraums im Vorderkantenbereich. Dadurch strömt das kühlende Medium mit überwiegend konstanter Geschwindigkeit entlang der Schaufelgrundkörper-Außenfläche und der Innenfläche des Hitzeschutzelements, wodurch die Kühlung im Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel besonders gleichmäßig erfolgt. Somit treten vor allem im Schaufelgrundkörper keine zu hohen Spannungen auf, welche zu Rissbildungen führen könnten.
In weiterer zweckmäßiger Ausgestaltung ist das Hitzeschutzelement aus einem im Vergleich zum Schaufelgrundkörper temperaturfesteren Material gefertigt. Da das Hitzeschutzelement beim Betrieb der Turbine direkt vom heißen Arbeitsmedium angeströmt wird, ist gerade diese Komponente einer hohen Tempe- raturbelastung ausgesetzt ist. Deshalb sollte das Hitzeschutzelement aus einem besonders temperaturbeständigen Material gefertigt sein, um vor allem die Betriebssicherheit zu gewährleisten und die Ausfallzeiten der Turbine zu minimieren .
Neben dem Einsatz von temperaturbeständigen Materialien sollte zur Erhöhung der Beständigkeit des Hitzeschutzelementes dieses gekühlt werden. Dabei ist für eine besonders effektive Kühlung das Hitzeschutzelement für eine Prallkühlung ausgelegt, dieses wird erreicht, indem der Abstand des Hitzeschutzelements zum Schaufelgrundkörper ausreichend gering gehalten wird. Dazu ist das Hitzeschutzelement bevorzugt in einem Abstand von lmm bis 3mm zum Schaufelgrundkörper ange- ordnet. Gerade ein bis zu diesem Abstand im Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel angebrachtes Hitzeschutzelement gewährleistet eine ausreichend hohe Aufprallgeschwindigkeit des kühlenden Mediums auf die Innenfläche des Hitzeschutzele- ments, wodurch ein besonders effektive Kühlung durch Prallkühlung erreicht wird. Da der statische Druck im Hauptkühlkanal des Schaufelgrundkörpers vorgegeben ist, wird die Aufprallgeschwindigkeit des Kühlstroms neben beispielsweise dem Durchmesser der Nebenkühlkanäle vor allem durch den Abstand des Hitzeschutzelements zum Schaufelgrundkörper bestimmt.
Eine ausreichend hohe Geschwindigkeit des Kühlmediums unmittelbar vor dem Auftreffen auf der Innenfläche des Hitzeschutzelements ist notwendig, da so ein inniger Kontakt zwischen dem kühlenden Medium und der Innenfläche des Hitze- schutzelements zustande kommt. Durch eine derartige Prallkühlung ist ein bedeutend effektiverer Wärmeabtransport möglich als das beispielsweise bei einer Filmkühlung möglich ist.
In besonders vorteilhafter Ausgestaltung sind die Nebenkühl- kanäle im Wesentlichen senkrecht zur Innenfläche des Hitzeschutzelements ausgerichtet angeordnet. Somit trifft der Kühlstrom aus dem Hauptkühlkanal senkrecht auf die Innenfläche des Hitzeschutzelements, wodurch ein Großteil der kinetischen Energie des Kühlmediums für einen besonders innigen Kontakt zwischen den Teilchen im Kühlstrom und der Innenfläche des Hitzeschutzelements verwendet wird. Dadurch wird die Wärme des Hitzeschutzelements besonders effektiv auf den inneren Kühlstrom übertragen und abtransportiert.
In einer weiteren Variante ist das Hitzeschutzelement in den Randbereichen der Turbinenschaufel mit dem Schaufelgrundkörper verbunden. Zur Ausbildung der besonders effektiven Prallkühlung ist der Schaufelgrundkörper, vorzugsweise in dessen Vorderkantenbereich, mit einer Ausnehmung versehen. Der Vor- teil dieser alternativen Ausführungsform liegt unter anderem darin, dass die ursprüngliche strömungsoptimierte Form der Turbinenschaufel erhalten bleibt. Das beschriebene Hitzeschutzelement kann auf vorteilhafte Weise an den Stellen der Strömungsmaschine zum Einsatz kommen, wo Bauteile und Baugruppen der thermischen Strömungsmaschine mit dem heißen Arbeitsmedium beaufschlagt werden. Be- sonders bevorzugt ist jedoch der Einsatz des Hitzeschutzelements zum Schutz des Vorderkantenbereichs der Turbinenschaufel, da die Temperaturbelastung des Schaufelgrundkörpers in diesem Bereich besonders hoch ist. Unter anderem werden durch ein derartiges Hitzeschutzsystem die Ausfallzeiten der Gas- turbine minimiert, da die Lebensdauer durch das Hitzeschutzelement gesteigert wird.
Durch die extrem hohe thermische Belastung des Hitzeschutzelementes können auch bei Verwendung eines besonders tempera- turfesten Materials, insbesondere nach einer bestimmten Betriebsdauer der Turbine, Risse im Hitzeschutzelement auftreten. In diesem Fall können beispielsweise im Rahmen der Wartungsarbeiten der Gasturbine die Hitzeschutzelemente auf relativ einfache Art und Weise entfernt und durch neue er- setzt werden. Somit müssen nicht wie bisher im Falle von
Rissbildung im Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel die betroffenen Turbinenschaufeln komplett ausgetauscht werden.
Die mit der Erfindung erzielten Vorteile bestehen insbeson- dere darin, dass durch das dem Schaufelgrundkörper der Turbinenschaufel vorgeschaltete Hitzeschutzelement ein wirkungsvoller Schutz des Vorderkantenbereichs der Turbinenschaufel vor den hohen Temperaturen des Arbeitsmediums der Turbinen bereitgestellt wird. Insbesondere ermöglicht ein derartiges Hitzeschutzsystem den Einsatz einer Prallkühlung, wodurch das Hitzeschutzelement besonders effektiv gekühlt werden kann. Des Weiteren wird durch das Hitzeschutzelement verhindert, dass eventuell auftretende, von der Außenfläche des Hitzeschutzelements ausgehende Risse sich in den Schaufelgrundkör- per hinein ausbreiten. Zudem können auf einfache Art und
Weise und mit relativ geringem Aufwand die erfindungsgemäßen Hitzeschutzelemente nachträglich an den Turbinenschaufeln angebracht werden. Ein Ausführungsbeispiel der Erfindung wird anhand einer Zeichnung näher erläutert. Darin zeigen:
FIG 1 einen Halbschnitt durch eine Gasturbine,
FIG 2 eine mit einem Hitzeschutzschild versehene Turbinenschaufel im Längsschnitt,
FIG 3 ein in Längsrichtung geschnittenes Hitzeschutzelement,
FIG 4 ein Hitzeschutzelement im Querschnitt,
FIG 5 einen Querschnitt durch eine mit einem Hitzeschutzelement versehene Turbinenschaufel,
FIG 6 in alternativer Ausführung eine Turbinenschaufel mit einem in den Vorderkantenbereich des Schaufel- grundkörpers integrierten Hitzeschutzelement.
Gleiche Teile sind in allen Figuren mit denselben Bezugszeichen versehen.
Die Gasturbine 1 gemäß FIG 1 weist einen Verdichter 2 für Verbrennungsluft, eine Brennkammer 4 sowie eine Turbineneinheit 6 zum Antrieb des Verdichters 2 und eines nicht dargestellten Generators oder einer Arbeitsmaschine auf. Dazu sind die Turbineneinheit 6 und der Verdichter 2 auf einer gemeinsamen, auch als Turbinenläufer bezeichneten Turbinenwelle 8 angeordnet, mit der auch der Generator bzw. die Arbeitsmaschine verbunden ist, und die um ihre Mittelachse 9 drehbar gelagert ist. Die in der Art einer Ringbrennkammer ausge- führte Brennkammer 4 ist mit einer Anzahl von Brennern 10 zur Verbrennung eines flüssigen oder gasförmigen Brennstoffs bestückt . Die Turbineneinheit 6 weist eine Anzahl von mit der Turbinenwelle 8 verbundenen, rotierbaren Laufschaufeln 12 auf. Die Laufschaufeln 12 sind kranzförmig an der Turbinenwelle 8 angeordnet und bilden somit eine Anzahl von Laufschaufelreihen . Weiterhin umfasst die Turbineneinheit 6 eine Anzahl von feststehenden Leitschaufeln 14, die ebenfalls kranzförmig unter der Bildung von Leitschaufelreihen an einem Innengehäuse 16 der Turbineneinheit 6 befestigt sind. Die Laufschaufeln 12 dienen dabei zum Antrieb der Turbinenwelle 8 durch Impuls- Übertrag vom die Turbineneinheit 6 durchströmenden Arbeitsmedium M. Die Leitschaufeln 14 dienen hingegen zur Strömungsführung des Arbeitsmediums M zwischen jeweils zwei in Strömungsrichtung des Arbeitsmediums M gesehen aufeinander folgenden Laufschaufelreihen oder Laufschaufelkränzen . Ein auf- einander folgendes Paar aus einem Kranz von Leitschaufeln 14 oder einer Leitschaufelreihe und einem Kranz von Laufschaufeln 12 oder einer Laufschaufelreihe wird dabei auch als Turbinenstufe bezeichnet.
Jede Leitschaufel 14 weist eine Plattform 18 auf, die zur Fixierung der jeweiligen Leitschaufel am Innengehäuse 16 der Turbineneinheit 6 als Wandelement angeordnet ist. Die Plattform 18 ist - wie auch die Turbinenschaufel 12, 14 - dabei ein vergleichsweise thermisch stark belastetes Bauteil. Jede Laufschaufel 12 ist in analoger Weise über eine auch als
Schaufelfuß bezeichnete Plattform 19 an der Turbinenwelle 8 befestigt .
Zwischen den beabstandet voneinander angeordneten Plattfor- men 18 der Leitschaufeln 14 zweier benachbarter Leitschaufelreihen ist jeweils ein Führungsring 21 am Innengehäuse 16 der Turbineneinheit 6 angeordnet. Die äußere Oberfläche jedes Führungsrings 21 ist dabei ebenfalls dem heißen, die Turbineneinheit 6 durchströmenden Arbeitsmedium M ausgesetzt und in radialer Richtung vom äußeren Ende der ihm gegenüberliegenden Laufschaufeln 12 durch einen Spalt beabstandet. Die zwischen benachbarten Leitschaufelreihen angeordneten Führungsringe 21 dienen dabei insbesondere als Abdeckelemente, die das Innengehäuse 16 oder andere Gehäuse-Einbauteile vor einer Überbeanspruchung durch das die Turbine 6 durchströmende Arbeitsmedium M schützen.
Die Brennkammer 4 ist im Ausführungsbeispiel als so genannte Ringbrennkammer ausgestaltet, bei der eine Vielzahl von in Umfangsrichtung um die Turbinenwelle 8 herum angeordneten Brennern 10 in einen gemeinsamen Brennraum mündet. Dazu ist die Brennkammer 4 in ihrer Gesamtheit als ringförmige Struk- tur ausgestaltet, die um die Turbinenwelle 8 herum positioniert ist.
Zur Erzielung eines vergleichsweise hohen Wirkungsgrades ist die Brennkammer 4 für eine vergleichsweise hohe Temperatur des Arbeitsmediums M von etwa 10000C bis 16000C ausgelegt. Um auch bei diesen, für die Materialien ungünstigen Betriebsparametern eine vergleichsweise lange Betriebsdauer zu ermöglichen, weisen die Laufschaufeln 12 - wie in FIG 2 dargestellt - ein im Vorderkantenbereich angebrachtes Hitzeschutzelement 22 auf. Jedes der an die Laufschaufeln 12 angebrachten Hitzeschutzelemente 22 ist arbeitsmediumsseitig mit einer besonders hitzebeständigen Schutzschicht wie beispielsweise Keramik ausgestattet oder aus einem hochtemperaturbeständigen Material gefertigt.
Wie in FIG 2 dargestellt ist die Turbinenschaufel 12, 14 im Vorderkantenbereich mit einer Anzahl von Nebenkühlkanälen 24 versehen. Die ebenfalls in dem Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel 12, 14 angebrachten und in einen Hauptkühlkanal 26 hineinragenden Austrittskanäle 28 dienen neben der Führung des Kühlmediums K als Befestigungselemente für das Hitzeschutzelement 22. Die vorzugsweise als Kühlmedium K verwendete Kühlluft K strömt, aufgrund des im Hauptkühlkanal 26 des Schaufelgrundkörpers 30 vorherrschenden höheren Druckes gegenüber dem Umgebungsdruck in der Turbineneinheit 6, über die Nebenkühlkanäle 24 in den zwischen der Außenfläche 32 des Schaufelgrundkörpers 30 und der Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 gebildeten Zwischenraum sowie durch die Austrittskanäle 28 des Hitzeschutzelements 22, wobei die aus den Austrittskanälen 28 ausströmende Kühlluft K einen Schutzfilm zwischen dem Arbeitsmedium M und der Außenfläche 36 des Hitzeschutzelements 22 bildet. Hingegen strömt die aus den Nebenkühlkanälen 24 des Schaufelgrundkörpers 30 entweichende Kühlluft K gegen die Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 und kühlt diese durch den dadurch entstehenden Prallkühleffekt.
Die FIG 3 und 4 zeigen das Hitzeschutzelement 22 jeweils in zwei verschiedenen Schnittansichten, wobei aus dem in FIG 3 dargestellten Längsschnitt des Hitzeschutzelements 22 ersichtlich wird, dass die Austrittskanäle 28 in Längsrichtung des Hitzeschutzelements 22 gesehen hintereinander angeordnet sind und wobei jeder Austrittskanal 28 von der Außenfläche 36 des Hitzeschutzelements 22 zu dessen Innenfläche 34 hin verläuft. Die Ausrittskanäle 28 können dabei - wie in FIG 4 gezeigt - senkrecht zur Längsrichtung des Hitzeschutzelements 22 mittig angeordnet sein.
Wie besonders der Darstellung in FIG 5 entnehmbar ist, weist das Hitzeschutzelement 22 eine dem Profil des Schaufelgrundkörpers 30 im Vorderkantenbereich angepasste Form auf. Dadurch wird unter anderem erreicht, dass die Turbinenschau- fei 12, 14 auch nach dem Anbringen des Hitzeschutzelements 22 am Schaufelgrundkörper 30 eine strömungsoptimierte Form aufweist. Zudem bewirkt ein derartig gebogenes Hitzeschutzelement 22 einen gleichbleibenden Abstand zwischen der Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 und der Außenfläche 32 des Schaufelgrundkörpers 30, wodurch eine besonders effektive Kühlung in diesem Bereich ermöglicht wird. Die zur Kühlung benötigte Kühlluft K strömt dabei aus dem Hauptkühlkanal 26 der Turbinenschaufel 12, 14 durch die Nebenkühlkanäle 24 und die Austrittskanäle 28, wodurch sich aufgrund der aus dem Austrittskanal 28 strömenden Kühlluft K und des in der Turbineneinheit 6 strömende Arbeitsmedium M ein Kühlfilm auf der Außenfläche 36 des Hitzeschutzelements 22 ausbildet. Die Kühlung der Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 und der Außenfläche 32 des Schaufelgrundkörpers 30 im Vorderkantenbereich der Turbinenschaufel 12, 14 erfolgt durch das Ausströmen der Kühlluft K aus den Nebenkühlkanälen 24, wobei die Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 durch den dabei auftretenden Prallkühleffekt besonders effektiv gekühlt wird.
Um möglichst in jedem der von der Kühlluft K angeströmten Bereiche auf der Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 eine Prallkühlung zu erreichen, sind die Nebenkühlkanäle 24 vor- zugsweise derart angeordnet, dass die aus den Nebenkühlkanälen 24 ausströmende Kühlluft K senkrecht zur Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 auftrifft. Der Abstand des Hitzeschutzelements 22 zum Schaufelgrundkörper 30 ist dabei vorzugsweise so zu wählen, dass durch eine ausreichend hohe Strömungsgeschwindigkeit des Kühlmediums K beim Auftreffen auf die Innenfläche 34 des Hitzeschutzelements 22 ein inniger Kontakt zwischen der Kühlluft K und der Prallfläche bewirkt wird und sich somit der Prallkühleffekt einstellt.
Eine besonders zweckmäßige Ausgestaltung der Turbinenschaufel 12, 14 mit dem erfindungsgemäßen Hitzeschutzelement 22 ist in FIG 6 dargestellt. Dabei wurde das Hitzeschutzelement 22 in den Vorderkantenbereich des Schaufelgrundkörpers 30 hinein integriert, wodurch in vorteilhafter Weise die ursprüngliche äußere Form der Turbinenschaufel 12, 14 erhalten bleibt. Die aerodynamische Auslegung der Strömungsmaschine wird somit nicht verändert, wodurch eine Verminderung des Wirkungsgrades der Gasturbine beispielsweise aufgrund von Wirbelbildungen an den Außenkanten bei einem extern am Schaufelgrundkörper 30 angebrachten Hitzeschutzelement 22 verhindert wird.
Der zur Erzeugung von Prallkühlung benötigte Spalt zwischen dem Hitzeschutzelement 22 und dem Schaufelgrundkörper 30 wird bei dieser speziellen Ausführungsform der Turbinenschaufel 12, 14 dadurch erreicht, indem das Hitzeschutzelement 22 auf eine im Schaufelgrundkörper 30 vorhandene Ausnehmung 38 aufgesetzt ist. Damit wird die in den Strömungskanal der Gasturbine hineinreichende Außenfläche der Turbinenschaufel 12, 14 teilweise durch die Außenfläche des Hitzeschutzelements 22 gebildet .
Die freien Enden des Hitzeschutzelementes 22 gemäß FIG 5sind bei der Ausgestaltung gemäß FIG 6 an die vom Grundkörper 30 gebildeten Schaufelwände bündig angeformt, um eine versatzfreie Oberfläche der Turbinenschaufel 12, 14 zu erreichen. Hierzu ist der Teil des Grundkörpers 30, welcher dem Hitzeschutzelement 22 gegenüberliegt, zum Schaufelinneren zurück- versetzt, so dass die Randbereiche des Hitzeschutzelementes 22 mit dem Schaufelkörper verbunden ist.

Claims

Patentansprüche
1. Turbinenschaufel (12, 14), insbesondere zur Verwendung in einer Gasturbine (2), mit einem Schaufelgrundkörper (30), dessen Außenoberfläche (32) im Vorderkantenbereich mit einem von dieser beabstandet angeordneten Hitzeschutzelement (22) versehen ist, und eine Mehrzahl von von einem innerhalb des Schaufel- grundkörpers (30) ausgebildeten Hauptkühlkanal (26) abzweigenden Nebenkühlkanälen (24) aufweist, welche im Vorderkantenbereich des Schaufelgrundkörpers (30) in Austrittsöffnungen münden, dadurch gekennzeichnet, dass das Hitzeschutzelement eine Anzahl von vom Hauptkühlkanal (26) bis auf die Außenfläche (36) des Hitzeschutzelements (22) verlaufenden Austrittskanälen (28) aufweist.
2. Turbinenschaufel (12, 14) nach Anspruch 1, deren Hitzeschutzelement (22) im Vorderkantenbereich des Schaufelgrundkörpers (30) eine an das Profil der Schaufel angepasste Form aufweist.
3. Turbinenschaufel (12, 14) nach Anspruch 1 oder 2, deren Hitzeschutzelement (22) aus einem im Vergleich zum
Schaufelgrundkörper (30) temperaturfesteren Material gefertigt ist.
4. Turbinenschaufel (12, 14) nach einem der Ansprüche 1 bis 3, bei der das Hitzeschutzelement (22) in einem Abstand von maximal 3mm zum Schaufelgrundkörper (30) angeordnet ist.
5. Turbinenschaufel (12, 14) nach einem der Ansprüche 1 bis 4, bei der die Nebenkühlkanäle (24) im wesentlichen senkrecht zur Innenwandfläche (34) des Hitzeschutzelements (22) ausgerichtet angeordnet sind.
6. Turbinenschaufel (12, 14) nach einem der Ansprüche 1 bis 5, wobei das Hitzeschutzelement (22) in seinen Randbereichen mit dem Schaufelgrundkörper (30) verbunden ist.
7. Thermische Strömungsmaschine, insbesondere Gasturbine (2), mit einer Anzahl von Turbinenschaufeln (12, 14)) nach einem der Ansprüche 1 bis 6.
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