EP2131010A1 - Gas turbine blade and method for producing a gas turbine blade - Google Patents

Gas turbine blade and method for producing a gas turbine blade Download PDF

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EP2131010A1
EP2131010A1 EP08010288A EP08010288A EP2131010A1 EP 2131010 A1 EP2131010 A1 EP 2131010A1 EP 08010288 A EP08010288 A EP 08010288A EP 08010288 A EP08010288 A EP 08010288A EP 2131010 A1 EP2131010 A1 EP 2131010A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
film cooling
gas turbine
turbine blade
blade
openings
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP08010288A
Other languages
German (de)
French (fr)
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
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 EP08010288A priority Critical patent/EP2131010A1/en
Publication of EP2131010A1 publication Critical patent/EP2131010A1/en
Withdrawn legal-status Critical Current

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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
    • 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
    • F01D5/005—Repairing methods or devices
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/80—Repairing, retrofitting or upgrading methods

Definitions

  • the invention relates to a gas turbine blade with a surface which can be flowed around by a hot gas and in which a film cooling opening or a plurality of film cooling openings is or are arranged. Furthermore, the invention relates to a method for producing a gas turbine blade with film cooling openings arranged in a row.
  • Film cooled gas turbine blades formed as vanes or as blades, are well known in the art.
  • the gas turbine blades are known to serve to deflect the gas turbine flowing through the hot gas, wherein the hot gas umströmbare surface is usually formed by an outer wall which is part of a cast blade body.
  • the surface can be formed on the one hand by an aerodynamically curved blade of the gas turbine blade.
  • the surface which can be flowed around by the hot gas forms part of a platform which is arranged on one or both sides on the blade and which delimits the annular flow channel of the gas turbine radially inwards and / or radially outwards. So that the material of the blade body can withstand the hot temperatures for a particularly long time, a so-called. Film cooling is often used in addition to other measures.
  • Cooling air is guided through the film cooling openings to the hot gas-charged surface through the outer wall which is flowed around by the hot gas, wherein the film cooling openings are designed and arranged such that the exiting cooling air deposits a protective film over the surface, ie between the outer wall and the hot gas flow.
  • Film cooling holes arranged in rows transverse to the hot gas flow direction in the outer wall.
  • the object of the invention is therefore to provide a gas turbine blade of the type mentioned, which is particularly easy to manufacture or editable.
  • Another object of the invention is the disclosure of a method for producing a gas turbine blade according to the invention.
  • the object directed to the device is achieved with a gas turbine blade according to the features of claim 1, the object directed to the method is achieved with the features of claim 6.
  • the invention is based on the recognition that a gas turbine blade can also be made modular in the area of film cooling openings.
  • a few or all of the film cooling openings of a row are to be arranged in a separately produced film cooling element, which is at least partially provided by an outer wall formed hot gas surface of the gas turbine blade is used.
  • the film cooling holes are introduced into the cast outer wall of the generally produced by casting and thus largely integral gas turbine blade - in the invention, however, the film cooling holes are arranged in a separate film cooling element, which is used in the cast outer wall and embedded in the surface without offset.
  • the gas turbine blade preferably the blade body, is first produced in the casting process.
  • a recess provided for receiving the film cooling element can be produced simultaneously with the casting. It is also conceivable to introduce the recess later in the casting.
  • the film cooling element with the film cooling openings arranged therein is produced by an arbitrary manufacturing method. Subsequently, the prefabricated film cooling element is inserted and attached as a separate component in the gas turbine blade. As a result, the manufacturing costs can be reduced, although a separate component must be made.
  • film cooling openings are lined up in the film cooling element.
  • it can reduce the number of film cooling elements to be inserted and fixed in the gas turbine blade.
  • all arranged in a row film cooling openings are arranged in a single film cooling element.
  • not every row of film cooling openings arranged in the gas turbine blade has to be designed according to the invention.
  • a film cooling opening or a plurality of film cooling openings arranged in a row can be introduced directly in the outer wall of the preferably one-piece gas turbine blade.
  • the outer wall is at least partially formed as a cast blade base body with a recess in which the film cooling element is used.
  • the blade base body produced in a casting process and therefore essentially integral with one another comprises at least one fastening region - in the case of turbine vanes at least one hook disposed on the cold side, in turbine blades a dovetail-shaped, hammer-shaped or fir tree-shaped blade root, at least one platform radially limiting the flow duct and / or aerodynamically curved blade for deflecting the hot gas flow in the tangential direction of the annular channel.
  • the production costs can be reduced in an advantageous manner.
  • the recess may be slot-shaped. Due to the juxtaposition of film cooling openings, a recess shaped as a slot is suitable, in which the film cooling element corresponding to the slot can be inserted into the blade main body or into the outer wall of the gas turbine blade.
  • a not detected by the hot gas side wall of the slot may be formed stepped, in which case the opposite side wall of the film cooling element is formed corresponding thereto. The step of the side wall can then serve as a stop for the film cooling element to be used in order to allow a particularly simple positioning thereof.
  • the corresponding step arranged on the film cooling element is then selected such that the surface present on the film cooling element, which can be acted upon by the hot gas, lies in one plane with the immediately adjacent surface of the outer wall.
  • this can a stepless resp. wind-slippery surface of the gas turbine blade can be achieved.
  • the method according to the invention also has the particular advantage that film cooling openings can also be positioned at a position and also with an alignment on the otherwise almost one-piece gas turbine blade on which the film cooling opening with a predetermined orientation does not engage directly with the conventional production methods (laser boring, eroding) Blade body is introduced.
  • film cooling openings can also be attached to those positions of the cast blade base body or those blow-off directions that were previously inaccessible to the tools with which the film cooling openings have been introduced into the blade base body.
  • Another essential advantage of the invention lies in restoring a gas turbine blade which has already been used as intended and which has one or more film cooling openings arranged in a blade main body. If one of these openings is already damaged by cracks, which heretofore prohibits further use of the gas turbine blade in question due to insufficient service life, the gas turbine blade can nevertheless be restored by removing the relevant film cooling opening or film cooling openings from the blade body to form a gas turbine blade Recess or a slot to be removed, wherein then a film cooling element according to the invention is inserted and secured in the slot.
  • the attachment can be done with standard methods, such as soldering or welding, of course, where appropriate, the film cooling element may optionally be made of a different material than the blade body. Thus, the previously existing in the blade body cracks are removed, causing their Growth in the material of the blade body is no longer possible.
  • FIG. 1 A gas turbine blade 10 relating to the invention is shown in FIG FIG. 1 shown in perspective.
  • the gas turbine blade 10 is according to FIG. 1 designed as a blade.
  • the invention also relates to a guide vane, not shown, of a gas turbine.
  • the rotor blade 10 comprises a cross-sectionally fir-tree-shaped blade root 12 and a platform 14 arranged thereon.
  • the platform 14 is adjoined by an aerodynamically curved blade 16, which has a front edge 18 and a trailing edge 20.
  • At the front edge 18 are arranged as a so-called "shower head” arranged cooling holes, from which a flowing inside coolant, preferably cooling air, can escape.
  • the blade 16 includes a respect FIG. 1 rear suction side wall 22 and a front side pressure side wall 24.
  • a row 26 of film cooling openings 28 is arranged by way of example.
  • the series 26 is not strictly straight-line; the film cooling opening 28 lie on a rather slightly curved line.
  • FIG. 2 shows the section through the airfoil 16 of the gas turbine blade 10 according to Fig. 1 ,
  • the airfoil 16 is formed substantially hollow between the suction side wall 22 and the pressure side wall 24 and divided by a plurality of the two side walls 22, 24 mutually supporting ribs 30 in a plurality of cavities 32.
  • the cavities 32 are successively or also in parallel by a coolant, preferably cooling air, flowed through, so that inside flowing cooling air can escape through the in the pressure side wall 24 exemplarily arranged film cooling openings 28 to on the hot gas 33 exposable surface 34 a protective film of Cooling air to form, which protects the side wall 24 in front of the hot gas 33 flowing from the front edge 18 to the trailing edge 20.
  • a coolant preferably cooling air
  • the gas turbine blade 10 is substantially in one piece, ie the blade root 12, the platform 14 and / or the blade 16 is or have emerged as a contiguous blade body 38 from a casting process.
  • the blade main body 38 thus comprises at least the outer wall 22, 24, which may be formed both as a suction side wall 22 or as a pressure side wall 24.
  • a recess 42 formed as a slot 42 is arranged, in which the prefabricated film cooling element 40 is inserted flush with the outside.
  • a gas turbine blade 10 that is modular in the area of the film cooling openings 28 is provided.
  • a single film cooling opening 28, some film cooling openings 28 and / or all lying in a row 26 film cooling openings 28 may not be located directly in the blade body 38, but in a separately prepared film cooling element 40th
  • a film cooling element 40 according to the invention also to be embedded in that surface of the gas turbine blade 10 which is formed by the platform 14.
  • Another particular advantage of the invention lies in the (repro) treatment of a gas turbine blade 10 already used as intended, thereby extending its period of use.
  • the use of the invention when one of the film cooling openings 28 is located at a position of the gas turbine blade 10, at the film cooling opening with the otherwise conventional manufacturing methods (Laser drilling, erosion) can not be produced due to lack of accessibility or in which the desired orientation, ie blow-out direction of the film cooling opening for the same reason so far can not be produced. This is the case, for example, with film cooling openings, which are arranged particularly close to the transition from platform 14 to blade 16.
  • FIG. 4 and FIG. 5 show the section through an inventive outer wall of a gas turbine blade according to the section lines IV and V.
  • FIG. 3
  • both side walls of the recess 44 on a gradation both side walls of the recess 44 on a gradation.
  • the side surfaces of the film cooling element which are opposite these side surfaces are formed with contact surfaces corresponding to the step, whereby when the film cooling element 40 is inserted, it can be positioned exactly opposite the surface 34 and a too deep insertion of the film cooling element can be avoided.
  • the surfaces 34 of the blade main body 38 and the film cooling element 40 which can be exposed to the hot gas 33 are arranged and curved in such a way that the surfaces exposed to the hot gas flow are altogether offset and allow a wind-slippery flow around hot gas.
  • the invention proposes a gas turbine blade 10 with a surface 34 which can be flowed around by a hot gas 33 in which a film cooling opening 28 or a plurality of film cooling openings 28 are arranged, wherein the surface is reprocessed for a gas turbine blade 10 already used as intended or for producing a particularly inexpensive gas turbine blade 10 34 is at least partially formed by an outer wall 22, 24 of the gas turbine blade 10 and at least one film cooling element 40 inserted therein, wherein the film cooling opening 28 and / or at least one of the film cooling openings 28 is or are arranged in the film cooling element 40.

Landscapes

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

Abstract

The blade has a surface (34) in which multiple film cooling openings (28) are arranged. Hot gas (33) is circulated around the surface. The surface is partly formed from external walls of the blade and from a film cooling section (40) inserted in the blade. The film cooling openings are lined in the film cooling section. The external walls are partly formed as a casted base body (38) with a slot (42) i.e. recess (44). The film cooling section is inserted in the slot. A platform is arranged at a blade base. An independent claim is also included for a method for manufacturing a gas turbine blade.

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenschaufel mit einer von einem Heißgas umströmbaren Oberfläche, in welcher eine Filmkühlöffnung oder mehrere Filmkühlöffnungen angeordnet ist bzw. sind. Des Weiteren betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Herstellen einer Gasturbinenschaufel mit in einer Reihe angeordneten Filmkühlöffnungen.The invention relates to a gas turbine blade with a surface which can be flowed around by a hot gas and in which a film cooling opening or a plurality of film cooling openings is or are arranged. Furthermore, the invention relates to a method for producing a gas turbine blade with film cooling openings arranged in a row.

Filmgekühlte Gasturbinenschaufeln, ausgebildet als Leitschaufeln oder auch als Laufschaufeln, sind zahlreich aus dem Stand der Technik bekannt. Die Gasturbinenschaufeln dienen bekanntermaßen zur Umlenkung des die Gasturbine durchströmenden Heißgases, wobei deren vom Heißgas umströmbare Oberfläche in der Regel von einer Außenwand gebildet wird, die Teil eines gegossenen Schaufelgrundkörpers ist.Film cooled gas turbine blades, formed as vanes or as blades, are well known in the art. The gas turbine blades are known to serve to deflect the gas turbine flowing through the hot gas, wherein the hot gas umströmbare surface is usually formed by an outer wall which is part of a cast blade body.

Die Oberfläche kann dabei einerseits von einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt der Gasturbinenschaufel gebildet werden. Andererseits ist auch bekannt, dass die von dem Heißgas umströmbare Oberfläche ein Teil einer einseitig oder beidseitig am Schaufelblatt angeordneten Plattform ist, welche den ringförmigen Strömungskanal der Gasturbine radial innen und/oder radial außen begrenzt. Damit das Material des Schaufelgrundkörpers den heißen Temperaturen besonders lange widerstehen kann, wird neben anderen Maßnahmen häufig auch eine sog. Filmkühlung angewendet. Dabei wird durch die vom Heißgas umströmte Außenwand Kühlluft durch Filmkühlöffnungen zur heißgasbeaufschlagten Oberfläche geführt, wobei die Filmkühlöffnungen derart gestaltet und derart angeordnet sind, dass die austretende Kühlluft einen schützenden Film über die Oberfläche legt, d.h. zwischen die Außenwand und die Heißgasströmung. In der Regel sind dazu mehrere Filmkühlöffnungen in Reihen quer zur Heißgasströmungsrichtung in der Außenwand angeordnet.The surface can be formed on the one hand by an aerodynamically curved blade of the gas turbine blade. On the other hand, it is also known that the surface which can be flowed around by the hot gas forms part of a platform which is arranged on one or both sides on the blade and which delimits the annular flow channel of the gas turbine radially inwards and / or radially outwards. So that the material of the blade body can withstand the hot temperatures for a particularly long time, a so-called. Film cooling is often used in addition to other measures. Cooling air is guided through the film cooling openings to the hot gas-charged surface through the outer wall which is flowed around by the hot gas, wherein the film cooling openings are designed and arranged such that the exiting cooling air deposits a protective film over the surface, ie between the outer wall and the hot gas flow. Usually there are several Film cooling holes arranged in rows transverse to the hot gas flow direction in the outer wall.

Aufgrund der besonders gestalteten Filmkühlöffnungen, welche auch als "shaped holes" bekannt sind, kann jedoch eine mechanische Belastung im Material des Schaufelgrundkörpers auftreten, welche unter widrigen Umständen zur Rissentstehung im Bereich der Filmkühlöffnungen beitragen kann. Da bekanntermaßen eine gegossen hergestellte Gasturbinenschaufel, welche ggf. dazu noch einkristallin oder gerichtet erstarrt ist, vergleichsweise teuer ist, lohnt sich häufig die Aufarbeitung (Refurbishment) einer bereits bestimmungsgemäß genutzten Gasturbinenschaufel. Bei einer Aufarbeitung werden beispielsweise auf der Außenwand aufgebrachte Schutzschichten erneuert. Sind jedoch Risse im Grundmaterial der Gasturbinenschaufel vorhanden, ist die betreffende Gasturbinenschaufel für eine Aufbereitung jedoch nur noch eingeschränkt geeignet, da diese dann nur noch mit technisch aufwendigen Mitteln wiederherstellbar ist, verbunden mit besonders hohen Wiederherstellungskosten.Due to the specially designed film cooling openings, which are also known as "shaped holes", however, a mechanical stress in the material of the blade body can occur, which can contribute under adverse circumstances to crack formation in the film cooling holes. As is known, a cast gas turbine blade, which is possibly even monocrystalline or directionally solidified, is relatively expensive, often worth refurbishment of a already used as intended gas turbine blade. In a work-up, for example, protective layers applied to the outer wall are renewed. However, if cracks in the base material of the gas turbine blade present, the gas turbine blade in question for a preparation, however, only limited suitability, since this is then recoverable only with technically complex means, coupled with particularly high recovery costs.

Aufgabe der Erfindung ist daher die Bereitstellung einer Gasturbinenschaufel der eingangs genannten Art, welche besonders einfach herstellbar bzw. aufbereitbar ist. Weitere Aufgabe der Erfindung ist die Angabe eines Verfahrens zum Herstellen einer erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufel.The object of the invention is therefore to provide a gas turbine blade of the type mentioned, which is particularly easy to manufacture or editable. Another object of the invention is the disclosure of a method for producing a gas turbine blade according to the invention.

Die auf die Vorrichtung gerichtete Aufgabe wird mit einer Gasturbinenschaufel gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst, die auf das Verfahren gerichtete Aufgabe wird gelöst mit den Merkmalen des Anspruchs 6.The object directed to the device is achieved with a gas turbine blade according to the features of claim 1, the object directed to the method is achieved with the features of claim 6.

Die Erfindung geht von der Erkenntnis aus, dass eine Gasturbinenschaufel auch im Bereich von Filmkühlöffnungen modular ausgestaltet sein kann. Erfindungsgemäß soll eine einige oder alle Filmkühlöffnungen einer Reihe in einem separat hergestellten Filmkühlelement angeordnet sein, welches in der zumindest teilweise von einer Außenwand gebildeten Heißgas-Oberfläche der Gasturbinenschaufel eingesetzt ist. Bei den aus dem Stand der Technik bekannten Turbinenschaufeln sind die Filmkühlöffnungen in die gegossene Außenwand der in der Regel im Gießverfahren hergestellten und somit großteils einstückigen Gasturbinenschaufel eingebracht - bei der Erfindung dagegen sind die Filmkühlöffnungen in einem separaten Filmkühlelement angeordnet, welches in der gegossenen Außenwand eingesetzt und in dessen Oberfläche versatzfrei eingebettet ist. Zur Herstellung einer erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufel wird zuerst die Gasturbinenschaufel, vorzugsweise der Schaufelgrundkörper im Gießverfahren hergestellt. Eine zur Aufnahme des Filmkühlelements vorgesehene Ausnehmung kann dabei gleichzeitig mit dem Guss hergestellt werden. Auch ist denkbar, die Ausnehmung nachträglich in den Guss einzubringen. Unabhängig von dem Schaufelgrundkörper wird das Filmkühlelement mit den darin angeordneten Filmkühlöffnungen nach einem beliebigen Herstellverfahren gefertigt. Anschließend wird das vorgefertigte Filmkühlelement als separates Bauteil in die Gasturbinenschaufel eingesetzt und befestigt. Hierdurch können die Herstellkosten gesenkt werden, obwohl ein separates Bauteil gefertigt werden muss.The invention is based on the recognition that a gas turbine blade can also be made modular in the area of film cooling openings. According to the invention, a few or all of the film cooling openings of a row are to be arranged in a separately produced film cooling element, which is at least partially provided by an outer wall formed hot gas surface of the gas turbine blade is used. In the turbine blades known from the prior art, the film cooling holes are introduced into the cast outer wall of the generally produced by casting and thus largely integral gas turbine blade - in the invention, however, the film cooling holes are arranged in a separate film cooling element, which is used in the cast outer wall and embedded in the surface without offset. To produce a gas turbine blade according to the invention, the gas turbine blade, preferably the blade body, is first produced in the casting process. A recess provided for receiving the film cooling element can be produced simultaneously with the casting. It is also conceivable to introduce the recess later in the casting. Independently of the blade main body, the film cooling element with the film cooling openings arranged therein is produced by an arbitrary manufacturing method. Subsequently, the prefabricated film cooling element is inserted and attached as a separate component in the gas turbine blade. As a result, the manufacturing costs can be reduced, although a separate component must be made.

Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in der nachfolgenden Beschreibung angegeben.Advantageous embodiments are given in the following description.

Gemäß einer ersten vorteilhaften Weiterbildung sind im Filmkühlelement mehrere Filmkühlöffnungen aufgereiht. Folglich kann damit die Anzahl an Filmkühlelementen reduziert werden, die in die Gasturbinenschaufel einzusetzen und zu befestigen sind. Vorzugsweise sind dabei alle in einer Reihe angeordneten Filmkühlöffnungen in einem einzigen Filmkühlelement angeordnet. Dadurch ergibt sich die Verwendung von länglichen, stiftartigen Filmkühlelementen. Selbstverständlich muss dabei nicht jede in der Gasturbinenschaufel angeordnete Reihe von Filmkühlöffnungen erfindungsgemäß ausgebildet sein. Selbstverständlich kann auch weiterhin eine Filmkühlöffnung oder mehrere in einer Reihe angeordnete Filmkühlöffnungen unmittelbar in der Außenwand der vorzugsweise einstückigen Gasturbinenschaufel eingebracht sein.According to a first advantageous development, several film cooling openings are lined up in the film cooling element. As a result, it can reduce the number of film cooling elements to be inserted and fixed in the gas turbine blade. Preferably, all arranged in a row film cooling openings are arranged in a single film cooling element. This results in the use of elongated, pin-like film cooling elements. Of course, not every row of film cooling openings arranged in the gas turbine blade has to be designed according to the invention. Of course you can Furthermore, a film cooling opening or a plurality of film cooling openings arranged in a row can be introduced directly in the outer wall of the preferably one-piece gas turbine blade.

Vorzugsweise ist die Außenwand zumindest teilweise als gegossener Schaufelgrundkörper mit einer Ausnehmung ausgebildet, in dem das Filmkühlelement eingesetzt ist. Der in einem Gießverfahren hergestellte und somit im Wesentlichen einstückige Schaufelgrundkörper umfasst zumindest einen Befestigungsbereich - bei Turbinenleitschaufeln zumindest einen kaltseitig angeordneten Haken, bei Turbinenlaufschaufeln einen im Querschnitt schwalbenschwanzförmig, hammerförmig oder tannenbaumförmig ausgebildeten Schaufelfuß -, zumindest eine den Strömungskanal radial begrenzende Plattform und/oder ein aerodynamisch gekrümmtes Schaufelblatt zur Umlenkung der Heißgasströmung in Tangentialrichtung des Ringkanals. Insbesondere bei derartigen Schaufelgrundkörpern können in vorteilhafter Weise die Herstellkosten reduziert werden.Preferably, the outer wall is at least partially formed as a cast blade base body with a recess in which the film cooling element is used. The blade base body produced in a casting process and therefore essentially integral with one another comprises at least one fastening region - in the case of turbine vanes at least one hook disposed on the cold side, in turbine blades a dovetail-shaped, hammer-shaped or fir tree-shaped blade root, at least one platform radially limiting the flow duct and / or aerodynamically curved blade for deflecting the hot gas flow in the tangential direction of the annular channel. In particular, in such blade main bodies, the production costs can be reduced in an advantageous manner.

Gemäß einer weiteren Ausgestaltung kann die Ausnehmung schlitzförmig sein. Aufgrund der Aneinanderreihung von Filmkühlöffnungen bietet sich eine als Schlitz geformte Ausnehmung an, in der das zum Schlitz korrespondierende Filmkühlelement in den Schaufelgrundkörper oder in die Außenwand der Gasturbinenschaufel einsetzbar ist. Dabei kann eine nicht vom Heißgas erfasste Seitenwand des Schlitzes gestuft ausgebildet sein, wobei dann die dieser gegenüberliegenden Seitenwand des Filmkühlelements korrespondierend ausgebildet ist. Die Stufe der Seitenwand kann dann als Anschlag für das einzusetzende Filmkühlelement dienen, um eine besonders einfache Positionierung dessen zu ermöglichen. Die am Filmkühlelement angeordnete korrespondierende Stufe ist dann so gewählt, dass die am Filmkühlelement vorhandene, vom Heißgas beaufschlagbare Oberfläche mit der unmittelbar benachbarten Oberfläche der Außenwand in einer Ebene liegt. Insbesondere hierdurch kann eine stufenlose resp. windschlüpfrige Oberfläche der Gasturbinenschaufel erreicht werden.According to a further embodiment, the recess may be slot-shaped. Due to the juxtaposition of film cooling openings, a recess shaped as a slot is suitable, in which the film cooling element corresponding to the slot can be inserted into the blade main body or into the outer wall of the gas turbine blade. In this case, a not detected by the hot gas side wall of the slot may be formed stepped, in which case the opposite side wall of the film cooling element is formed corresponding thereto. The step of the side wall can then serve as a stop for the film cooling element to be used in order to allow a particularly simple positioning thereof. The corresponding step arranged on the film cooling element is then selected such that the surface present on the film cooling element, which can be acted upon by the hot gas, lies in one plane with the immediately adjacent surface of the outer wall. In particular, this can a stepless resp. wind-slippery surface of the gas turbine blade can be achieved.

Das erfindungsgemäße Verfahren hat insbesondere auch den Vorteil, dass Filmkühlöffnungen auch an einer Position und auch mit einer Ausrichtung an der ansonsten nahezu einstückigen ausgebildeten Gasturbinenschaufel positionierbar ist, an welcher die Filmkühlöffnung mit vorgegebener Ausrichtung nicht mit den herkömmlichen Herstellverfahren (Laserbohrungen, Erodieren) unmittelbar in den Schaufelgrundkörper einbringbar ist. Somit können Filmkühlöffnungen auch an denjenigen Positionen des gegossenen Schaufelgrundkörpers oder mit denjenigen Ausblasrichtungen angebracht werden, die von den Werkzeugen, mit denen bisher die Filmkühlöffnungen in den Schaufelgrundkörper eingebracht worden sind, bisher nicht zugängig waren.The method according to the invention also has the particular advantage that film cooling openings can also be positioned at a position and also with an alignment on the otherwise almost one-piece gas turbine blade on which the film cooling opening with a predetermined orientation does not engage directly with the conventional production methods (laser boring, eroding) Blade body is introduced. Thus, film cooling openings can also be attached to those positions of the cast blade base body or those blow-off directions that were previously inaccessible to the tools with which the film cooling openings have been introduced into the blade base body.

Ein weiterer wesentlicher Vorteil der Erfindung liegt im Wiederherstellen einer bereits bestimmungsgemäß genutzten Gasturbinenschaufel, welche ein oder mehrere in einem Schaufelgrundkörper angeordnete Filmkühlöffnungen aufweist. Sofern eine diese Öffnungen bereits durch Risse beschädigt ist, wodurch sich bisher eine weitere Benutzung der betreffenden Gasturbinenschaufel aufgrund einer nicht mehr ausreichenden Lebensdauer verbietet, kann die Gasturbinenschaufel trotzdem wiederhergestellt werden, indem die betreffende(n) Filmkühlöffnung bzw. Filmkühlöffnungen aus dem Schaufelgrundkörper unter Bildung einer Ausnehmung oder eines Schlitzes, entfernt werden, wobei anschließend ein erfindungsgemäßes Filmkühlelement in den Schlitz eingesetzt und befestigt wird. Die Befestigung kann dabei mit gängigen Verfahren, beispielsweise mit Löten oder Schweißen, erfolgen, wobei selbstverständlich das Filmkühlelement ggf. aus einem anderen Material gefertigt sein kann als der Schaufelgrundkörper. Damit werden die bisher im Schaufelgrundkörper vorhandenen Risse entfernt, wodurch deren Anwachsen im Material des Schaufelgrundkörpers nicht mehr möglich ist.Another essential advantage of the invention lies in restoring a gas turbine blade which has already been used as intended and which has one or more film cooling openings arranged in a blade main body. If one of these openings is already damaged by cracks, which heretofore prohibits further use of the gas turbine blade in question due to insufficient service life, the gas turbine blade can nevertheless be restored by removing the relevant film cooling opening or film cooling openings from the blade body to form a gas turbine blade Recess or a slot to be removed, wherein then a film cooling element according to the invention is inserted and secured in the slot. The attachment can be done with standard methods, such as soldering or welding, of course, where appropriate, the film cooling element may optionally be made of a different material than the blade body. Thus, the previously existing in the blade body cracks are removed, causing their Growth in the material of the blade body is no longer possible.

Mit dem vorgenannten Verfahren ist es auch möglich, eine bereits genutzte Gasturbinenschaufel abzuändern bzw. aufzuwerten (upgrade), indem das Muster von Filmkühlöffnungen geändert wird. Die in einem alten Muster im Schaufelgrundkörper angeordneten Filmkühlöffnungen können mit dem erfindungsgemäßen Verfahren entfernt und durch ein neues, im Filmkühlelement realisiertes Muster ersetzen werden, welches zumeist eine effizientere Filmkühlung ermöglicht. Insbesondere hierdurch kann das Anfertigen von neuen Gasturbinenschaufeln vermieden werden, was zu beachtlichen Kosteneinsparungen führt.With the above method, it is also possible to upgrade an already-used gas turbine blade by changing the pattern of film cooling holes. The film cooling holes arranged in an old pattern in the blade main body can be removed with the method according to the invention and replaced by a new pattern realized in the film cooling element, which usually allows a more efficient film cooling. In particular, this makes it possible to avoid the production of new gas turbine blades, which leads to considerable cost savings.

Die Erfindung wird anhand einer Zeichnung mit mehreren Figuren erläutert. Aus der Figurenbeschreibung ergeben sich weitere Merkmale sowie weitere Vorteile. Es zeigen:

FIG 1
in einer perspektivischen Darstellung eine aus dem Stand der Technik bekannte Gasturbinenschaufel mit Filmkühlöffnungen,
FIG 2
einen Querschnitt durch das Schaufelblatt einer Gasturbinenschaufel gemäß FIG 1,
FIG 3
eine Draufsicht auf eine Reihe von Filmkühlöffnungen in einer von einem Heißgas umströmbaren Oberfläche einer erfindungsgemäßen Gasturbinenschaufel und
FIG 4, 5
den Schnitt IV und V durch eine die Oberfläche bildende Außenwand gemäß FIG 3.
The invention will be explained with reference to a drawing with several figures. From the description of the figures, further features and other advantages. Show it:
FIG. 1
3 shows a perspective view of a gas turbine blade with film cooling openings known from the prior art,
FIG. 2
a cross section through the airfoil of a gas turbine blade according to FIG. 1 .
FIG. 3
a plan view of a series of film cooling openings in a flow around a hot gas surface of a gas turbine blade according to the invention and
4, 5
the section IV and V through an outer wall forming the surface according to FIG. 3 ,

Eine die Erfindung betreffende Gasturbinenschaufel 10 ist in FIG 1 perspektivisch dargestellt. Die Gasturbinenschaufel 10 ist gemäß FIG 1 als Laufschaufel ausgebildet. Die Erfindung betrifft aber auch eine nicht weiter dargestellte Leitschaufel einer Gasturbine. Die Laufschaufel 10 umfasst einen im Querschnitt tannenbaumförmigen Schaufelfuß 12 sowie eine daran angeordnete Plattform 14. An die Plattform 14 schließt sich ein aerodynamisch gekrümmtes Schaufelblatt 16 an, welches eine Vorderkante 18 sowie eine Hinterkante 20 aufweist. An der Vorderkante 18 sind als sog. "Shower head" angeordnete Kühlöffnungen vorgesehen, aus denen ein im Innern strömendes Kühlmittel, vorzugsweise Kühlluft, austreten kann. Das Schaufelblatt 16 umfasst dabei eine bezüglich Figur 1 rückseitige Saugseitenwand 22 sowie eine vorderseitige Druckseitenwand 24. In der Druckseitenwand 24 ist exemplarisch eine Reihe 26 von Filmkühlöffnungen 28 angeordnet. Die Reihe 26 ist dabei nicht streng gradlinig; die Filmkühlöffnung 28 liegen auf einer eher geringfügig gekrümmten Linie.A gas turbine blade 10 relating to the invention is shown in FIG FIG. 1 shown in perspective. The gas turbine blade 10 is according to FIG. 1 designed as a blade. However, the invention also relates to a guide vane, not shown, of a gas turbine. The rotor blade 10 comprises a cross-sectionally fir-tree-shaped blade root 12 and a platform 14 arranged thereon. The platform 14 is adjoined by an aerodynamically curved blade 16, which has a front edge 18 and a trailing edge 20. At the front edge 18 are arranged as a so-called "shower head" arranged cooling holes, from which a flowing inside coolant, preferably cooling air, can escape. The blade 16 includes a respect FIG. 1 rear suction side wall 22 and a front side pressure side wall 24. In the pressure side wall 24, a row 26 of film cooling openings 28 is arranged by way of example. The series 26 is not strictly straight-line; the film cooling opening 28 lie on a rather slightly curved line.

FIG 2 zeigt den Schnitt durch das Schaufelblatt 16 der Gasturbinenschaufel 10 gemäß Fig. 1. Das Schaufelblatt 16 ist zwischen der Saugseitenwand 22 und der Druckseitenwand 24 im Wesentlichen hohl ausgebildet und durch mehrere die beiden Seitenwände 22, 24 einander abstützenden Rippen 30 in eine Vielzahl von Hohlräumen 32 unterteilt. Die Hohlräume 32 sind dabei nacheinander oder auch parallel von einem Kühlmittel, vorzugsweise Kühlluft, durchströmbar, so dass im Innern strömende Kühlluft durch die in der Druckseitenwand 24 exemplarisch angeordneten Filmkühlöffnungen 28 austreten kann, um auf deren dem Heißgas 33 aussetzbaren Oberfläche 34 einen schützenden Film von Kühlluft zu bilden, welcher die Seitenwand 24 vor dem das von der Vorderkante 18 zur Hinterkante 20 strömenden Heißgas 33 schützt. FIG. 2 shows the section through the airfoil 16 of the gas turbine blade 10 according to Fig. 1 , The airfoil 16 is formed substantially hollow between the suction side wall 22 and the pressure side wall 24 and divided by a plurality of the two side walls 22, 24 mutually supporting ribs 30 in a plurality of cavities 32. The cavities 32 are successively or also in parallel by a coolant, preferably cooling air, flowed through, so that inside flowing cooling air can escape through the in the pressure side wall 24 exemplarily arranged film cooling openings 28 to on the hot gas 33 exposable surface 34 a protective film of Cooling air to form, which protects the side wall 24 in front of the hot gas 33 flowing from the front edge 18 to the trailing edge 20.

Die Gasturbinenschaufel 10 ist im Wesentlichen einstückig, d.h. der Schaufelfuß 12, die Plattform 14 und/oder das Schaufelblatt 16 ist bzw. sind als ein zusammenhängender Schaufelgrundkörper 38 aus einem Gießverfahren hervorgegangen.The gas turbine blade 10 is substantially in one piece, ie the blade root 12, the platform 14 and / or the blade 16 is or have emerged as a contiguous blade body 38 from a casting process.

Erfindungsgemäß ist in einer Gasturbinenschaufel 10 - also in einer Laufschaufel oder in einer Leitschaufel - vorgesehen, dass die in der Oberfläche 34 bzw. Außenwand 22, 24 angeordneten Filmkühlöffnungen 28 nicht unmittelbar im Schaufelgrundkörper 38 angeordnet sind, sondern in einem im Schaufelgrundkörper 38 sitzenden, separat hergestellten Filmkühlelement 40 gemäß FIG 3.According to the invention, it is provided in a gas turbine blade 10-ie in a moving blade or in a guide blade-that the film cooling openings 28 arranged in the surface 34 or outer wall 22, 24 are not arranged directly in the blade body 38, but separately in a blade body 38 produced film cooling element 40 according to FIG. 3 ,

Der Schaufelgrundkörper 38 umfasst somit zumindest die Außenwand 22, 24, welche sowohl als Saugseitenwand 22 oder auch als Druckseitenwand 24 ausgebildet sein kann. In der Außenwand 24 ist eine als Schlitz 42 gebildete Ausnehmung 44 angeordnet, in das das vorgefertigte Filmkühlelement 40 außenbündig eingesetzt ist. Somit ist anstelle der in Fig. 2 und Fig. 1 gezeigten Ausgestaltung einer Gasturbinenschaufel 10 erfindungsgemäß eine im Bereich der Filmkühlöffnungen 28 modulare Gasturbinenschaufel 10 vorgesehen. Dabei kann eine einzige Filmkühlöffnung 28, einige Filmkühlöffnungen 28 und/oder alle in einer Reihe 26 liegenden Filmkühlöffnungen 28 nicht unmittelbar im Schaufelgrundkörper 38 angeordnet sein, sondern in einem separat hergestellten Filmkühlelement 40.The blade main body 38 thus comprises at least the outer wall 22, 24, which may be formed both as a suction side wall 22 or as a pressure side wall 24. In the outer wall 24, a recess 42 formed as a slot 42 is arranged, in which the prefabricated film cooling element 40 is inserted flush with the outside. Thus, instead of in Fig. 2 and Fig. 1 According to the embodiment of a gas turbine blade 10 according to the invention, a gas turbine blade 10 that is modular in the area of the film cooling openings 28 is provided. In this case, a single film cooling opening 28, some film cooling openings 28 and / or all lying in a row 26 film cooling openings 28 may not be located directly in the blade body 38, but in a separately prepared film cooling element 40th

Sofern ein Teil der Plattform heißgasseitig durch eine Filmkühlung vor den Auswirkungen des Heißgases 33 geschützt werden soll, kann selbstverständlich alternativ oder zusätzlich ein erfindungsgemäßes Filmkühlelement 40 auch in derjenigen Oberfläche der Gasturbinenschaufel 10 eingebettet sein, welche von der Plattform 14 gebildet ist.If a part of the platform is to be protected from the effects of the hot gas 33 by a film cooling on the hot gas side, it is of course alternatively or additionally possible for a film cooling element 40 according to the invention also to be embedded in that surface of the gas turbine blade 10 which is formed by the platform 14.

Ein weiterer besonderer Vorteil der Erfindung liegt in der (Wieder-)Aufbereitung einer bereits bestimmungsgemäß genutzten Gasturbinenschaufel 10, um dadurch ihre Benutzungsdauer zu verlängern. Daneben bietet sich die Verwendung der Erfindung an, wenn einer der Filmkühlöffnungen 28 an einer Position der Gasturbinenschaufel 10 liegt, an der Filmkühlöffnung mit den sonst herkömmlichen Herstellverfahren (Laserbohren, Erodieren) wegen fehlender Zugänglichkeit nicht herstellbar sind oder bei denen die gewünschte Ausrichtung, d.h. Ausblasrichtung der Filmkühlöffnung aus gleichem Grunde bisher nicht herstellbar ist. Dies ist beispielsweise bei Filmkühlöffnungen der Fall, welche besonders nahe am Übergang von Plattform 14 zu Schaufelblatt 16 angeordnet sind.Another particular advantage of the invention lies in the (repro) treatment of a gas turbine blade 10 already used as intended, thereby extending its period of use. In addition, the use of the invention, when one of the film cooling openings 28 is located at a position of the gas turbine blade 10, at the film cooling opening with the otherwise conventional manufacturing methods (Laser drilling, erosion) can not be produced due to lack of accessibility or in which the desired orientation, ie blow-out direction of the film cooling opening for the same reason so far can not be produced. This is the case, for example, with film cooling openings, which are arranged particularly close to the transition from platform 14 to blade 16.

FIG 4 und FIG 5 zeigen den Schnitt durch eine erfindungsgemäße Außenwand einer Gasturbinenschaufel gemäß den Schnittlinien IV und V aus FIG 3. 4 and FIG. 5 show the section through an inventive outer wall of a gas turbine blade according to the section lines IV and V. FIG. 3 ,

Gemäß der dort dargestellten Weiterbildung weisen beide Seitenwände der Ausnehmung 44 eine Stufung auf. Die diesen Seitenflächen gegenüberliegenden Seitenflächen des Filmkühlelements sind mit zur Stufung korrespondierenden Anlageflächen ausgebildet, wodurch beim Einsetzen des Filmkühlelementes 40 dieses exakt gegenüber der Oberfläche 34 positionierbar ist und ein zu tiefes Einsetzen des Filmkühlelements vermieden werden kann. Die dem Heißgas 33 aussetzbaren Oberflächen 34 von Schaufelgrundkörper 38 und Filmkühlelement 40 sind dabei so angeordnet und gewölbt, dass die der Heißgasströmung ausgesetzten Flächen insgesamt versatzfrei sind und eine windschlüpfrige Umströmung von Heißgas ermöglichen.According to the development shown there, both side walls of the recess 44 on a gradation. The side surfaces of the film cooling element which are opposite these side surfaces are formed with contact surfaces corresponding to the step, whereby when the film cooling element 40 is inserted, it can be positioned exactly opposite the surface 34 and a too deep insertion of the film cooling element can be avoided. The surfaces 34 of the blade main body 38 and the film cooling element 40 which can be exposed to the hot gas 33 are arranged and curved in such a way that the surfaces exposed to the hot gas flow are altogether offset and allow a wind-slippery flow around hot gas.

Insgesamt wird mit der Erfindung eine Gasturbinenschaufel 10 mit einer von einem Heißgas 33 umströmbaren Oberfläche 34 vorgeschlagen, in der eine Filmkühlöffnung 28 oder mehrere Filmkühlöffnungen 28 angeordnet sind, wobei zum Wiederaufbereiten einer bereits bestimmungsgemäß genutzten Gasturbinenschaufel 10 oder zum Herstellen einer besonders preisgünstigen Gasturbinenschaufel 10 die Oberfläche 34 zumindest teilweise von einer Außenwand 22, 24 der Gasturbinenschaufel 10 und von zumindest einem darin eingesetzten Filmkühlelement 40 gebildet ist, wobei die Filmkühlöffnung 28 und/oder zumindest eine der Filmkühlöffnungen 28 im Filmkühlelement 40 angeordnet ist bzw. sind.Overall, the invention proposes a gas turbine blade 10 with a surface 34 which can be flowed around by a hot gas 33 in which a film cooling opening 28 or a plurality of film cooling openings 28 are arranged, wherein the surface is reprocessed for a gas turbine blade 10 already used as intended or for producing a particularly inexpensive gas turbine blade 10 34 is at least partially formed by an outer wall 22, 24 of the gas turbine blade 10 and at least one film cooling element 40 inserted therein, wherein the film cooling opening 28 and / or at least one of the film cooling openings 28 is or are arranged in the film cooling element 40.

Claims (7)

Gasturbinenschaufel (10), mit einer vom einen Heißgas (33) umströmbare Oberfläche (34), in welcher eine Filmkühlöffnung (28) oder mehrere Filmkühlöffnungen (28) angeordnet sind,
dadurch gekennzeichnet, dass die Oberfläche (34) zumindest teilweise von einer Außenwand (22, 24) der Gasturbinenschaufel (10) und von zumindest einem darin eingesetzten Filmkühlelement (40) gebildet ist, in welchem die Filmkühlöffnung (28) oder mehrere der Filmkühlöffnungen (28) angeordnet ist bzw. sind.A gas turbine blade (10) having a surface (34) through which a hot gas (33) can flow and in which a film cooling opening (28) or a plurality of film cooling openings (28) are arranged,
characterized in that the surface (34) is at least partially formed by an outer wall (22, 24) of the gas turbine blade (10) and at least one film cooling element (40) inserted therein in which the film cooling opening (28) or more of the film cooling openings (28 ) is arranged or are. Gasturbinenschaufel (10) nach Anspruch 1, bei der im Filmkühlelement (40) mehrere Filmkühlöffnungen (28) aufgereiht sind.Gas turbine blade (10) according to claim 1, wherein in the film cooling element (40) a plurality of film cooling openings (28) are lined up. Gasturbinenschaufel (10) nach Anspruch 1 oder 2, dessen Außenwand (22, 24) zumindest teilweise als gegossener Schaufelgrundkörper (38) mit einem Schlitz (42) ausgebildet ist, in dem das Filmkühlelement (40) eingesetzt ist.Gas turbine blade (10) according to claim 1 or 2, whose outer wall (22, 24) is at least partially formed as a cast blade base body (38) with a slot (42) in which the film cooling element (40) is inserted. Gasturbinenschaufel (10) nach Anspruch 3, bei der der Schlitz (42) zumindest eine Seitenwand umfasst, die gestuft ist und bei der das Filmkühlelement (40) zur gestuften Seitenwand (22) korrespondierend ausgebildet ist.A gas turbine blade (10) according to claim 3, wherein the slot (42) comprises at least one side wall which is stepped and wherein the film cooling element (40) is formed corresponding to the stepped side wall (22). Gasturbinenschaufel (1) nach einem der vorangehenden Ansprüche, bei der zumindest eine der im Filmkühlelement (40) angeordneten Filmkühlöffnungen (28) an einer Position der Gasturbinenschaufel (10) angeordnet ist, an welcher die Filmkühlöffnung (28) mit vorgegebener Ausrichtung nicht mit den herkömmlichen Herstellverfahren (Laserbohren, Erodieren) unmittelbar in den Schaufelgrundkörper (38) einbringbar ist.A gas turbine blade (1) as claimed in any one of the preceding claims, wherein at least one of the film cooling apertures (28) is disposed at a position of the gas turbine blade (10) where the predetermined orientation film cooling aperture (28) is not conventional Manufacturing process (laser drilling, eroding) directly in the blade body (38) can be introduced. Verfahren zum Herstellen einer Gasturbinenschaufel (10) mit in einer Reihe angeordneten Filmkühlöffnungen (28),
dadurch gekennzeichnet, dass in einem in einem Gießverfahren hergestellter Schaufelgrundkörper (38) zumindest eine Ausnehmung (44) aufweist, in der ein vorgefertigtes, mit Filmkühlöffnungen (28) versehenes Filmkühlelement (40) eingesetzt und befestigt wird.Method for producing a gas turbine blade (10) with film cooling openings (28) arranged in a row,
characterized in that in a blade base body (38) produced in a casting process, at least one recess (44) in which a prefabricated, with film cooling openings (28) provided film cooling element (40) is inserted and fastened. Verfahren nach Anspruch 6, bei dem zum Wiederherstellen einer bereits bestimmungsgemäß genutzten Gasturbinenschaufel (10) ein oder mehrere in dem Schaufelgrundkörper (38) angeordneten Filmkühlöffnungen (28) unter Bildung der als Schlitz (42) geformten Ausnehmung (44) aus dem Schaufelgrundkörper (38) entfernt werden und anschließend das Filmkühlelement (40) in den Schlitz (42) eingesetzt und befestigt wird.Method according to Claim 6, in which one or more film cooling openings (28) arranged in the blade base body (38) are formed to restore a gas turbine blade (10) already used as intended to form the recess (44) formed as a slot (42) from the blade base body (38). are removed and then the film cooling element (40) in the slot (42) is inserted and fixed.
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