EP2163726A1 - Turbine blade with a modular, tiered trailing edge - Google Patents

Turbine blade with a modular, tiered trailing edge Download PDF

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Publication number
EP2163726A1
EP2163726A1 EP08016009A EP08016009A EP2163726A1 EP 2163726 A1 EP2163726 A1 EP 2163726A1 EP 08016009 A EP08016009 A EP 08016009A EP 08016009 A EP08016009 A EP 08016009A EP 2163726 A1 EP2163726 A1 EP 2163726A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
trailing edge
wall
turbine blade
insert
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Withdrawn
Application number
EP08016009A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Hans-Thomas Dr. Bolms
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 EP08016009A priority Critical patent/EP2163726A1/en
Priority to PCT/EP2009/059958 priority patent/WO2010028913A1/en
Publication of EP2163726A1 publication Critical patent/EP2163726A1/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Withdrawn legal-status Critical Current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

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade for a gas turbine, comprising an aerodynamically curved airfoil comprising a pressure-side blade wall and a suction-side blade wall, which extend from a common, of a working medium vorströmbaren leading edge of the airfoil to a respective trailing edge, wherein the trailing edge of the pressure-side blade wall - related on the direction of the working medium flowing around the blade, is arranged upstream of the trailing edge of the suction-side blade wall.
  • the known turbine blade has a so-called cut-back trailing edge.
  • the cut-back trailing edge of the airfoil is characterized essentially by the fact that openings are not provided centrally between the suction side wall and pressure side wall at the trailing edge for blowing out coolant, but that these openings are arranged behind edge near the pressure side surface of the airfoil, which along the trailing edge are distributed from a platform side end to a blade tip end.
  • the openings are separated from one another by webs extending transversely to the trailing edge extension, so that the coolant flowing out through them can flow out substantially parallel to the working medium flowing around the blade leaf.
  • the webs arranged between the openings are also known in English as "tear drops".
  • the openings arranged at the trailing edge are preceded by a common cavity in the blade interior.
  • three rows of columnar base - in English also known under the name "Pin-Fins" - arranged, which increase the heat transfer of them passing Cooling air and to increase the pressure loss are provided there.
  • casting core is shown there in perspective in FIG.
  • the space occupied by the casting core remains after production of the cast turbine blade as a cavity, wherein the casting core arranged in the openings are filled with casting material.
  • the casting core represents the negative image of the interior of the turbine blade.
  • the object of the invention is therefore to provide an initially mentioned turbine blade for a gas turbine, which is equipped with a cut-back trailing edge with the lowest possible amount of cooling air efficient and sufficiently coolable, and / or used in the manufacture of a casting core in a casting apparatus can be, which is particularly robust.
  • the invention is based on the finding that the cut-back trailing edge usually produced directly with the casting Also separately from the body, which forms the blade at least fundamentally, can be produced.
  • the invention thus provides to form the trailing edge as a modular cut-back trailing edge, which requires that the trailing edge of the pressure-side blade wall - is arranged upstream of the trailing edge of the suction-side blade wall, based on the direction of the working medium flowing around the blade one insert can be inserted into a slot bounded by the trailing edge of the pressure-side blade wall and the suction-side blade wall and can be flowed out of the blade through a coolant that can flow in the interior of the blade. Consequently, the insert replaces the otherwise cast-on webs.
  • the cast turbine core required cast iron core structurally less complex than a known from the prior art casting core. At least those openings in the casting core are eliminated, which are needed to form the webs at the trailing edge of the turbine blade.
  • the casting core known from the prior art has at this point the smallest cross-section which, moreover, is also perforated due to the openings arranged there. Due to the small cross-section and the perforation of the previous casting core could break particularly easily when handled at this point. By eliminating the previously arranged in the casting core openings this is now much more massive at the point in question, which increases its rigidity.
  • the casting core to be used for producing the turbine blade according to the invention is less prone to breakage, which simplifies its handling and reduces costs.
  • the insert could be made of a superalloy.
  • Another advantage is the comparatively exact production of the insert with lower manufacturing spread, compared with the cast configuration of the cut-back trailing edge.
  • the mass flow of the cooling air flowing out through the trailing edge in the region of the webs is adjusted by a suitable choice of the geometry there and its dimensions. Since this geometry no longer has to lie in the region of the casting, but can be in the region of the insert, the mass flow can be set much more accurately due to the small manufacturing tolerances of the insert.
  • the less production scattering of the insert reduces significantly different mass flows. In this respect can be saved by the use of the use of coolant.
  • the manufacturing process can be simplified with respect to the adjustment of the exiting through the trailing edge cooling air.
  • the insert has two mutually opposite walls, which are connected to one another via webs which are spaced apart and extend in the outflow direction of the coolant.
  • the insert has two mutually opposite walls, which are connected to one another via webs which are spaced apart and extend in the outflow direction of the coolant.
  • the region of a side surface of the pressure-side blade wall and / or suction-side blade wall, against which the insert bears is designed to be rectilinear in cross-section. This makes possible the insertion of the insert in the manufacture of the turbine blade by means of a simple rectilinear insertion movement.
  • the slot and the insert disposed therein each extend from a root portion of the airfoil to a tip portion of the airfoil.
  • the slot and the insert disposed therein each extend from a root portion of the airfoil to a tip portion of the airfoil.
  • the insert is soldered or welded to the pressure-side blade wall and / or suction-side blade wall. This is particularly easy to accomplish and advantageous if the use has two opposing walls. Passage of the cooling air flowing inside the turbine blade through a gap between a wall of the insert and the immediately opposite side surface of the respective blade wall can thus be avoided.
  • the turbine blade is formed as a cast turbine blade in the form of a vane or blade having at least one platform transverse to the airfoil.
  • FIG. 1 the cross-section through the airfoil 12 of a turbine blade 10 according to the invention is shown schematically.
  • the turbine blade 10 may be formed both as a stationary blade of a stationary gas turbine but also as a blade.
  • the generally in the casting process and thus fundamentally integral turbine blade 10 has a foot region not shown for attachment of the turbine blade 10 on a blade carrier or in the case of a blade on a rotor of the gas turbine.
  • a platform 14 from which the aerodynamically curved airfoil 12 extends to a leaf tip which is not further visible due to the sectional view.
  • the aerodynamically curved airfoil 12 essentially comprises a suction-side vane wall 16 and a pressure-side vane wall 18.
  • Both vane walls 16, 18 extend from a common leading edge 20 to a trailing edge region 22 of the airfoil 12.
  • the airfoil 12 is hollow in its interior arranged cavities 24 are divided by itself from the pressure-side blade wall 18 to the suction-side blade wall 16 and extending from the foot to the blade tip region ribs 26.
  • the cavities 24 can be flowed through sequentially, in parallel or in any combination of a coolant, for example cooling air, whereby the coolant flowing in the cavity 24 adjacent to the trailing edge region 22 can be guided through channels 28 to openings 30 which are arranged on the pressure side in the trailing edge region 22.
  • pin fins 32 arranged in rows or in fields can be provided, which bring about turbulence and deflection of the cooling air flowing to the openings 30 should, in order to absorb the heat energy present in the blade walls 16, 18 during operation of the gas turbine and transported away therefrom.
  • the in FIG. 1 schematically illustrated turbine blade 10 to a turbine blade 10 with a so-called. Cut-back trailing edge.
  • the openings 30 arranged in the trailing edge region 22 are distributed uniformly along the trailing edge extension from the platform-side region of the trailing edge to the tip-side region of the trailing edge and are separated from one another by webs.
  • FIG. 2 is the trailing edge region 22 according to FIG. 1 shown in detail, but with the suppression of the inventive use to be provided there.
  • the in FIG. 2 Rear edge region 22 shown is part of a main body of the airfoil 12, which has been produced in one piece in a casting process.
  • suction-side blade wall 16 extends to its rear edge 36, whereas a trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18, based on the direction of the working fluid flowing around the blade 12, upstream of the trailing edge 36 of the suction-side blade wall 16 is arranged.
  • a slot 42 is provided between the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18 and that side surface 40 of the suction-side blade wall 16, which faces the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18.
  • the slot 42 extends over the entire height of the airfoil 16, which is detected perpendicular to the plane of the drawing. The height of the airfoil 12 is thus detected between the platform 14 and the tip of the airfoil 12.
  • FIG. 3 Insert shown in cross section 44 is inserted from the outside into the slot 42 and secured there.
  • the insert 44 essentially comprises two walls 46, 48, between which a plurality of webs 50 (see FIG. 4 ) are arranged to the two walls 46, 48 together connect and design the insert 44 as a unit.
  • Channels 52 are thus present between the webs 50, through which the coolant flowing inside the turbine blade 10, for example cooling air, can exit from the turbine blade 10.
  • the channels 52 open as arranged in the surface of the insert 44 openings 30, which in FIG. 1 are shown only schematically.
  • FIG. 5 shows in cross section according to FIG. 2 the trailing edge region 22 of the turbine blade 10 according to the invention, in which the insert 44 is arranged in the slot 42 and secured by soldering or welding.
  • the wall 48 of the insert 44 is connected to the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18.
  • the wall 46 is connected to the side surface 40 of the suction side vane wall 16. In the soldered or welded areas in each case the respective wall surfaces are in a straight line to each other, whereby the insert 44 is relatively easy to position.
  • the invention provides a turbine blade 10 for a gas turbine, in which the trailing edge region 22 designed in the manner of a cut-back trailing edge is modular.
  • a slot 42 extending from the platform to the blade tip is provided on the pressure side, in which an insert component 44 is arranged, in which the webs 50 typical for a cut-back trailing edge are formed are.
  • the insert 44 thus has disposed between the webs 50 channels 52 which open into openings 30, from which the flowable in the interior of the airfoil 10 coolant from the airfoil 10 can be flowed out.
  • a core further thickened in the trailing edge region for the production of the cast airfoil 12 can be used, whereby its mechanical integrity is improved and this tends less to break during its handling.
  • the amount of cooling air exiting at the trailing edge comparatively accurate be adjusted by means of a non-cast, conventionally made insert 44.
  • the insert 44 has not only arranged in the trailing edge region webs 50.
  • the insert 44 also includes the usual way further inside the turbine blade 10 upstream pin-fins 32, wherein the insert 44 may also form a minor part of the pressure-side blade wall 18, as in FIG. 5 is exemplified by the reference numeral 54.

Landscapes

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

Abstract

The turbine blade (10) comprises an aerodynamically cambered blade leaf (12) with a pressure side blade wall (18) and a suction side blade wall (16) extending from a common front edge (20), against which working medium flows out of the blade leaf to a rear edge. An insert is arranged in a slot limited by the rear edge of the pressure side blade wall and the suction side blade wall, through which a coolant flowing in the interior of the blade leaf flows out of the blade leaf.

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel für eine Gasturbine, mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt umfassend eine druckseitige Schaufelwand und eine saugseitige Schaufelwand, die sich von einer gemeinsamen, von einem Arbeitsmedium anströmbaren Vorderkante des Schaufelblatts zu jeweils einer Hinterkante erstrecken, wobei die Hinterkante der druckseitigen Schaufelwand - bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt umströmenden Arbeitsmediums - stromauf der Hinterkante der saugseitigen Schaufelwand angeordnet ist.The invention relates to a turbine blade for a gas turbine, comprising an aerodynamically curved airfoil comprising a pressure-side blade wall and a suction-side blade wall, which extend from a common, of a working medium vorströmbaren leading edge of the airfoil to a respective trailing edge, wherein the trailing edge of the pressure-side blade wall - related on the direction of the working medium flowing around the blade, is arranged upstream of the trailing edge of the suction-side blade wall.

Eine eingangs genannte Turbinenschaufel und ein Gusskern zum Herstellen einer solchen Turbinenschaufel ist beispielsweise aus der WO 2003/042503 A1 bekannt. Die bekannte Turbinenschaufel weist eine sog. Cut-Back-Hinterkante auf. Die Cut-Back-Hinterkante des Schaufelblatts kennzeichnet sich im Wesentlichen dadurch, dass nicht mittig zwischen Saugseitenwand und Druckseitenwand an der Hinterkante angeordnete Öffnungen zum Ausblasen von Kühlmittel vorgesehen sind, sondern dass diese Öffnungen allein an der druckseitigen Oberfläche des Schaufelblatts hinterkantennah angeordnet sind, welche entlang der Hinterkante von einem plattformseitigen Ende bis zu einem schaufelspitzseitigen Ende verteilt sind. Die Öffnungen sind durch quer zur Hinterkantenerstreckung verlaufende Stege voneinander getrennt, so dass das durch sie ausströmende Kühlmittel im Wesentlichen parallel zu dem das Schaufelblatt umströmenden Arbeitsmedium ausströmen kann. Die zwischen den Öffnungen angeordneten Stege sind im Englischen auch als "Tear Drops" bekannt. Den an der Hinterkante angeordneten Öffnungen ist ein gemeinschaftlicher Hohlraum im Schaufelblattinneren vorgeschaltet. Bei der bekannten Turbinenschaufel sind drei Reihen von säulenartigen Sockel - im Englischen auch bekannt unter dem Namen "Pin-Fins" - angeordnet, welche zur Erhöhung des Wärmeübergangs der an ihnen vorbeistreifenden Kühlluft und zur Erhöhung des Druckverlusts dort vorgesehen sind.An initially mentioned turbine blade and a casting core for producing such a turbine blade, for example, from WO 2003/042503 A1 known. The known turbine blade has a so-called cut-back trailing edge. The cut-back trailing edge of the airfoil is characterized essentially by the fact that openings are not provided centrally between the suction side wall and pressure side wall at the trailing edge for blowing out coolant, but that these openings are arranged behind edge near the pressure side surface of the airfoil, which along the trailing edge are distributed from a platform side end to a blade tip end. The openings are separated from one another by webs extending transversely to the trailing edge extension, so that the coolant flowing out through them can flow out substantially parallel to the working medium flowing around the blade leaf. The webs arranged between the openings are also known in English as "tear drops". The openings arranged at the trailing edge are preceded by a common cavity in the blade interior. In the known turbine blade three rows of columnar base - in English also known under the name "Pin-Fins" - arranged, which increase the heat transfer of them passing Cooling air and to increase the pressure loss are provided there.

Der zur Herstellung der in der WO 2003/042503 A1 in FIG 1 dargestellten Turbinenschaufel zu verwendende Gusskern ist dort in FIG 7 perspektivisch dargestellt. Der vom Gusskern eingenommene Raum verbleibt nach Herstellung der gegossenen Turbinenschaufel als Hohlraum, wobei die im Gusskern angeordneten Öffnungen mit Gussmaterial aufgefüllt sind. Insofern stellt der Gusskern das negative Abbild des Inneren der Turbinenschaufel dar.The for the production of in the WO 2003/042503 A1 in FIG. 1 shown casting core is shown there in perspective in FIG. The space occupied by the casting core remains after production of the cast turbine blade as a cavity, wherein the casting core arranged in the openings are filled with casting material. In this respect, the casting core represents the negative image of the interior of the turbine blade.

Ferner ist bekannt, die durch die Hinterkante der Turbinenschaufel austretende Kühlluftmenge durch eine geeignete Wahl zwischen maximalen Druckverlust und/oder der kleinsten, von der Kühlluft zu durchströmenden Querschnittsfläche nahe der Hinterkante einzustellen. Diese Vorgehensweise kann jedoch zu Gusskernen führen, bei denen die an der Gusskernhinterkante vorgesehenen Öffnungen derart groß werden, dass zwischen ihnen nur noch vergleichsweise dünne Trennstege im Gusskern verbleiben. Während der Handhabung des Gusskerns kann jedoch genau an dieser Stelle der Gusskern zerbrechen, so dass dieser anschließend unbrauchbar ist.It is also known to adjust the amount of cooling air exiting through the trailing edge of the turbine blade by a suitable choice between maximum pressure loss and / or the smallest cross-sectional area to be traversed by the cooling air near the trailing edge. However, this procedure can lead to casting cores, in which the openings provided at the casting core trailing edge become so large that only comparatively thin separating webs remain in the casting core between them. During the handling of the casting core, however, the casting core can break precisely at this point, so that it is subsequently unusable.

Aufgabe der Erfindung ist daher die Bereitstellung einer eingangs genannten Turbinenschaufel für eine Gasturbine, die ausgestattet mit einer Cut-Back-Hinterkante mit einer möglichst geringen Menge an Kühlluft effizient und ausreichend kühlbar ist, und/oder bei der zur Herstellung ein Gusskern in einer Gießvorrichtung verwendet werden kann, welcher besonders robust ist.The object of the invention is therefore to provide an initially mentioned turbine blade for a gas turbine, which is equipped with a cut-back trailing edge with the lowest possible amount of cooling air efficient and sufficiently coolable, and / or used in the manufacture of a casting core in a casting apparatus can be, which is particularly robust.

Die auf eine Turbinenschaufel mit einer Cut-Back-Hinterkante gerichtete Aufgabe wird mit einer Turbinenschaufel gemäß den Merkmalen von Anspruch 1 gelöst.The object directed to a turbine blade with a cut-back trailing edge is achieved with a turbine blade according to the features of claim 1.

Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass die üblicherweise unmittelbar mit dem Guss hergestellte Cut-Back-Hinterkante auch separat von dem Grundkörper, welcher das Schaufelblatt zumindest grundlegend bildet, hergestellt werden kann. Die Erfindung sieht also vor, die Hinterkante als modulare Cut-Back-Hinterkante auszubilden, was erforderlich macht, dass die Hinterkante der druckseitigen Schaufelwand - bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt umströmenden Arbeitsmediums - stromauf der Hinterkante der saugseitigen Schaufelwand angeordnet ist, so dass in einem von der Hinterkante der druckseitigen Schaufelwand und der saugseitigen Schaufelwand begrenzten Schlitz ein Einsatz einsetzbar ist, durch ein im Inneren des Schaufelblatts strömbares Kühlmittel aus dem Schaufelblatt ausströmbar ist. Folglich ersetzt der Einsatz die ansonsten angegossenen Stege.The invention is based on the finding that the cut-back trailing edge usually produced directly with the casting Also separately from the body, which forms the blade at least fundamentally, can be produced. The invention thus provides to form the trailing edge as a modular cut-back trailing edge, which requires that the trailing edge of the pressure-side blade wall - is arranged upstream of the trailing edge of the suction-side blade wall, based on the direction of the working medium flowing around the blade one insert can be inserted into a slot bounded by the trailing edge of the pressure-side blade wall and the suction-side blade wall and can be flowed out of the blade through a coolant that can flow in the interior of the blade. Consequently, the insert replaces the otherwise cast-on webs.

Aufgrund der modularen Hinterkante der Turbinenschaufel kann der zur Herstellung des gegossenen Schaufelblatts resp. der gegossenen Turbinenschaufel benötigte Gusskern strukturell weniger komplex ausgebildet sein als ein aus dem Stand der Technik bekannter Gusskern. Zumindest diejenigen Öffnungen im Gusskern entfallen, welche zur Bildung der Stege an der Hinterkante der Turbinenschaufel benötigt werden. Der nach dem Stand der Technik bekannte Gusskern weist an dieser Stelle den geringsten Querschnitt auf, welcher überdies aufgrund der dort angeordneten Öffnungen auch noch perforiert ist. Aufgrund des geringen Querschnitts und der Perforation könnte der bisherige Gusskern bei seiner Handhabung an dieser Stelle besonders leicht zerbrechen. Durch den Wegfall der im Gusskern bisher anzuordnenden Öffnungen ist dieser nun an der betreffenden Stelle wesentlich massiver, was seine Steifigkeit erhöht. Hierdurch neigt der zum Herstellen der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel zu verwendende Gusskern weniger zum Zerbrechen, was seine Handhabung vereinfacht und Kosten reduziert. Gleichzeitig ist es möglich, unterschiedliche Materialien für den Einsatz und den das Schaufelblatt bildenden Grundkörper zu verwenden. Beispielsweise könnte der Einsatz aus einer Superlegierung hergestellt sein.Due to the modular trailing edge of the turbine blade can be used for the production of the cast airfoil respectively. The cast turbine core required cast iron core structurally less complex than a known from the prior art casting core. At least those openings in the casting core are eliminated, which are needed to form the webs at the trailing edge of the turbine blade. The casting core known from the prior art has at this point the smallest cross-section which, moreover, is also perforated due to the openings arranged there. Due to the small cross-section and the perforation of the previous casting core could break particularly easily when handled at this point. By eliminating the previously arranged in the casting core openings this is now much more massive at the point in question, which increases its rigidity. As a result, the casting core to be used for producing the turbine blade according to the invention is less prone to breakage, which simplifies its handling and reduces costs. At the same time it is possible to use different materials for use and the main body forming the airfoil. For example, the insert could be made of a superalloy.

Weiterer Vorteil ist die vergleichsweise exakte Fertigung des Einsatzes mit geringerer Fertigungsstreuung, verglichen mit der gegossenen Ausgestaltung der Cut-Back-Hinterkante. Bekanntermaßen wird der durch die Hinterkante ausströmenden Massenstrom der Kühlluft im Bereich der Stege durch eine geeignete Wahl der dortigen Geometrie und deren Abmaße eingestellt. Da nun diese Geometrie nicht mehr im Bereich des Gussteils liegen muss, sondern im Bereich des Einsatzes liegen kann, kann der Massenstrom aufgrund geringer Fertigungstoleranzen des Einsatzes wesentlich genauer eingestellt werden. Zudem vermindert die wenigere Fertigungsstreuung des Einsatzes wesentlich unterschiedliche Massenströme. Insofern kann durch die Verwendung des Einsatzes Kühlmittel eingespart werden. Zudem kann das Herstellungsverfahren bezüglich der Einstellung der durch die Hinterkante austretenden Kühlluft vereinfacht werden.Another advantage is the comparatively exact production of the insert with lower manufacturing spread, compared with the cast configuration of the cut-back trailing edge. As is known, the mass flow of the cooling air flowing out through the trailing edge in the region of the webs is adjusted by a suitable choice of the geometry there and its dimensions. Since this geometry no longer has to lie in the region of the casting, but can be in the region of the insert, the mass flow can be set much more accurately due to the small manufacturing tolerances of the insert. In addition, the less production scattering of the insert reduces significantly different mass flows. In this respect can be saved by the use of the use of coolant. In addition, the manufacturing process can be simplified with respect to the adjustment of the exiting through the trailing edge cooling air.

Vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den Unteransprüchen angegeben.Advantageous embodiments are specified in the subclaims.

Gemäß einer ersten vorteilhaften Weiterbildung weist der Einsatz zwei einander gegenüberliegende Wände auf, die über zueinander beabstandete, sich in Ausströmrichtung des Kühlmittels erstreckende Stege miteinander verbunden sind. Daraus ergibt sich, dass im Wesentlichen nur ein einziger Einsatz in den an der Hinterkante des Schaufelblatts angeordneten Schlitz eingesetzt werden muss. Es wird vermieden, dass eine Vielzahl von jeweils nur als Steg ausgebildete Einsätze befestigt werden müssen, die den entlang der Hinterkantenerstreckung angeordneten Schlitz in Öffnungen unterteilen. Insofern ist der Einsatz mit zwei einander gegenüberliegenden Wänden, die über mehrere Stege miteinander verbunden sind, schnell und einfach in der Turbinenschaufel zu montieren.According to a first advantageous development, the insert has two mutually opposite walls, which are connected to one another via webs which are spaced apart and extend in the outflow direction of the coolant. As a result, essentially only a single insert must be inserted into the slot located at the trailing edge of the airfoil. It is avoided that a plurality of each formed only as a web inserts must be attached, which divide the arranged along the rear edge extension slot in openings. In this respect, the insert with two opposing walls, which are connected to one another via a plurality of webs, can be mounted quickly and easily in the turbine blade.

Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung ist derjenige Bereich einer Seitenfläche der druckseitigen Schaufelwand und/oder saugseitigen Schaufelwand, an welcher der Einsatz anliegt, im Querschnitt geradlinig ausgebildet. Dies ermöglicht das Einsetzen des Einsatzes bei der Fertigung der Turbinenschaufel mittels einer einfachen geradlinigen Einsetzbewegung.In accordance with a further advantageous embodiment, the region of a side surface of the pressure-side blade wall and / or suction-side blade wall, against which the insert bears, is designed to be rectilinear in cross-section. this makes possible the insertion of the insert in the manufacture of the turbine blade by means of a simple rectilinear insertion movement.

Vorzugsweise erstrecken sich der Schlitz und der darin angeordnete Einsatz jeweils von einem Fußbereich des Schaufelblatts bis zu einem Spitzenbereich des Schaufelblatts. Hierdurch kann eine größere Anzahl an Bauteilen, die zur Herstellung der Turbinenschaufel benötigt werden, vermieden werden.Preferably, the slot and the insert disposed therein each extend from a root portion of the airfoil to a tip portion of the airfoil. As a result, a larger number of components that are needed for the production of the turbine blade can be avoided.

Zweckmäßiger Weise ist der Einsatz mit der druckseitigen Schaufelwand und/oder saugseitigen Schaufelwand verlötet oder verschweißt. Dies ist insbesondere dann einfach zu bewerkstelligen und von Vorteil, wenn der Einsatz zwei einander gegenüberliegende Wände aufweist. Ein Passieren der im Inneren der Turbinenschaufel strömenden Kühlluft durch einen Spalt zwischen einer Wand des Einsatzes und der dieser unmittelbar gegenüberliegenden Seitenfläche der jeweiligen Schaufelwand kann somit vermieden werden.Conveniently, the insert is soldered or welded to the pressure-side blade wall and / or suction-side blade wall. This is particularly easy to accomplish and advantageous if the use has two opposing walls. Passage of the cooling air flowing inside the turbine blade through a gap between a wall of the insert and the immediately opposite side surface of the respective blade wall can thus be avoided.

Vorzugsweise ist die Turbinenschaufel als gegossene Turbinenschaufel in Form einer Leitschaufel oder einer Laufschaufel mit mindestens einer quer zum Schaufelblatt angeordneten Plattform ausgebildet.Preferably, the turbine blade is formed as a cast turbine blade in the form of a vane or blade having at least one platform transverse to the airfoil.

Weitere strukturelle Merkmale sowie weitere Vorteile einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel ergeben sich aus der Zeichnung und der nachfolgenden Figurenbeschreibung. Es zeigen:

FIG 1
den Querschnitt durch ein Schaufelblatt einer Turbinenschaufel,
FIG 2
den Querschnitt durch den Hinterkantenbereich einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel im Detail,
FIG 3
den Querschnitt durch einen Einsatz für die Hinterkante einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel,
FIG 4
die Seitensicht auf den Einsatz gemäß FIG 3 und
FIG 5
den Querschnitt durch den Hinterkantenbereich eines Schaufelblatts einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel mit darin angeordnetem Einsatz.
Further structural features and further advantages of a turbine blade according to the invention will become apparent from the drawing and the following description of the figures. Show it:
FIG. 1
the cross section through an airfoil of a turbine blade,
FIG. 2
the cross section through the trailing edge region of a turbine blade according to the invention in detail,
FIG. 3
the cross section through an insert for the trailing edge of a turbine blade according to the invention,
FIG. 4
the side view on the use according to FIG. 3 and
FIG. 5
the cross section through the trailing edge region of a blade of a turbine blade according to the invention with insert arranged therein.

In FIG 1 ist der Querschnitt durch das Schaufelblatt 12 einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 10 schematisch dargestellt. Die Turbinenschaufel 10 kann sowohl als Leitschaufel einer stationären Gasturbine aber auch als Laufschaufel ausgebildet sein. Die in der Regel im Gießverfahren und somit grundlegend einstückige Turbinenschaufel 10 weist einen nicht weiter dargestellten Fußbereich zur Befestigung der Turbinenschaufel 10 an einem Schaufelträger oder im Falle von einer Laufschaufel, an einem Rotor der Gasturbine auf. Daran angeordnet befindet sich eine Plattform 14, von der aus sich das aerodynamisch gekrümmte Schaufelblatt 12 bis zu einer aufgrund der Schnittdarstellung nicht weiter sichtbaren Blattspitze erstreckt. Das aerodynamisch gekrümmte Schaufelblatt 12 umfasst im Wesentlichen eine saugseitige Schaufelwand 16 sowie eine druckseitige Schaufelwand 18. Beide Schaufelwände 16, 18 erstrecken sich von einer gemeinsamen Vorderkante 20 zu einem Hinterkantenbereich 22 des Schaufelblatts 12. Das Schaufelblatt 12 ist im Inneren hohl ausgebildet, wobei die dort angeordneten Hohlräume 24 durch sich von der druckseitigen Schaufelwand 18 zur saugseitigen Schaufelwand 16 sowie sich vom Fußbereich zum Schaufelplattspitzenbereich erstreckende Rippen 26 unterteilt sind. Die Hohlräume 24 können dabei sequentiell, parallel oder beliebig kombiniert von einem Kühlmittel, beispielsweise Kühlluft, durchströmbar sein, wobei das im zum Hinterkantenbereich 22 benachbarten Hohlraum 24 strömende Kühlmittel durch Kanäle 28 zu Öffnungen 30 geführt werden kann, welche im Hinterkantenbereich 22 druckseitig angeordnet sind. Zwischen dem Kühlkanal 28 und den Öffnungen 30 können dabei in Reihen oder in Feldern angeordnete, sog. Pin-Fins 32 vorgesehen sein, die eine Verwirbelung und Umlenkung der zu den Öffnungen 30 strömenden Kühlluft herbeiführen sollen, um die in den Schaufelwänden 16, 18 vorhandene Wärmeenergie beim Betrieb der Gasturbine aufzunehmen und aus diesen abzutransportieren. Aufgrund der druckseitig angeordneten Öffnungen 30 handelt es sich bei der in FIG 1 schematisch dargestellten Turbinenschaufel 10 um eine Turbinenschaufel 10 mit einer sog. Cut-Back-Hinterkante. Die im Hinterkantenbereich 22 angeordneten Öffnungen 30 sind dabei entlang der Hinterkantenerstreckung vom plattformseitigen Bereich der Hinterkante bis zum spitzenseitigen Bereich der Hinterkante gleichmäßig verteilt und durch Stege voneinander getrennt.In FIG. 1 the cross-section through the airfoil 12 of a turbine blade 10 according to the invention is shown schematically. The turbine blade 10 may be formed both as a stationary blade of a stationary gas turbine but also as a blade. The generally in the casting process and thus fundamentally integral turbine blade 10 has a foot region not shown for attachment of the turbine blade 10 on a blade carrier or in the case of a blade on a rotor of the gas turbine. Arranged thereon is a platform 14, from which the aerodynamically curved airfoil 12 extends to a leaf tip which is not further visible due to the sectional view. The aerodynamically curved airfoil 12 essentially comprises a suction-side vane wall 16 and a pressure-side vane wall 18. Both vane walls 16, 18 extend from a common leading edge 20 to a trailing edge region 22 of the airfoil 12. The airfoil 12 is hollow in its interior arranged cavities 24 are divided by itself from the pressure-side blade wall 18 to the suction-side blade wall 16 and extending from the foot to the blade tip region ribs 26. The cavities 24 can be flowed through sequentially, in parallel or in any combination of a coolant, for example cooling air, whereby the coolant flowing in the cavity 24 adjacent to the trailing edge region 22 can be guided through channels 28 to openings 30 which are arranged on the pressure side in the trailing edge region 22. Between the cooling channel 28 and the openings 30, so-called pin fins 32 arranged in rows or in fields can be provided, which bring about turbulence and deflection of the cooling air flowing to the openings 30 should, in order to absorb the heat energy present in the blade walls 16, 18 during operation of the gas turbine and transported away therefrom. Due to the openings 30 arranged on the pressure side, the in FIG. 1 schematically illustrated turbine blade 10 to a turbine blade 10 with a so-called. Cut-back trailing edge. The openings 30 arranged in the trailing edge region 22 are distributed uniformly along the trailing edge extension from the platform-side region of the trailing edge to the tip-side region of the trailing edge and are separated from one another by webs.

In FIG 2 ist der Hinterkantenbereich 22 gemäß FIG 1 im Detail dargestellt, jedoch unter Ausblendung des dort vorzusehenden erfindungsgemäßen Einsatzes. Der in FIG 2 dargestellte Hinterkantenbereich 22 ist Teil eines Grundkörpers des Schaufelblattes 12, welcher einstückig in einem Gießverfahren hergestellt worden ist. Die in FIG 2 dargestellte saugseitige Schaufelwand 16 erstreckt sich bis zu ihrer Hinterkante 36, wohingegen eine Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufelwand 18, bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt 12 umströmenden Arbeitsmediums, stromauf der Hinterkante 36 der saugseitigen Schaufelwand 16 angeordnet ist. Zwischen der Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufelwand 18 und derjenigen Seitenfläche 40 der saugseitigen Schaufelwand 16, welcher der Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufelwand 18 zugewandt ist, ist ein Schlitz 42 vorgesehen. Der Schlitz 42 erstreckt sich über die gesamte Höhe des Schaufelblatts 16, welche senkrecht zur Zeichnungsebene erfasst wird. Die Höhe des Schaufelblatts 12 wird somit zwischen der Plattform 14 und der Spitze des Schaufelblatts 12 erfasst.In FIG. 2 is the trailing edge region 22 according to FIG. 1 shown in detail, but with the suppression of the inventive use to be provided there. The in FIG. 2 Rear edge region 22 shown is part of a main body of the airfoil 12, which has been produced in one piece in a casting process. In the FIG. 2 illustrated suction-side blade wall 16 extends to its rear edge 36, whereas a trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18, based on the direction of the working fluid flowing around the blade 12, upstream of the trailing edge 36 of the suction-side blade wall 16 is arranged. Between the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18 and that side surface 40 of the suction-side blade wall 16, which faces the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18, a slot 42 is provided. The slot 42 extends over the entire height of the airfoil 16, which is detected perpendicular to the plane of the drawing. The height of the airfoil 12 is thus detected between the platform 14 and the tip of the airfoil 12.

Zum Herstellen einer erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 10 ist vorgesehen, dass der in FIG 3 im Querschnitt dargestellte Einsatz 44 von außen in den Schlitz 42 eingesetzt und dort befestigt wird. Der Einsatz 44 umfasst im Wesentlichen zwei Wände 46, 48, zwischen denen mehrere Stege 50 (siehe FIG 4) angeordnet sind, um die beiden Wände 46, 48 miteinander zu verbinden und den Einsatz 44 als Einheit auszugestalten. Zwischen den Stegen 50 sind somit Kanäle 52 vorhanden, durch die das im Inneren der Turbinenschaufel 10 strömende Kühlmittel, beispielsweise Kühlluft, aus der Turbinenschaufel 10 austreten kann. Die Kanäle 52 münden dabei als in der Oberfläche des Einsatzes 44 angeordnete Öffnungen 30, welche in FIG 1 lediglich schematisch dargestellt sind.For producing a turbine blade 10 according to the invention it is provided that the in FIG. 3 Insert shown in cross section 44 is inserted from the outside into the slot 42 and secured there. The insert 44 essentially comprises two walls 46, 48, between which a plurality of webs 50 (see FIG. 4 ) are arranged to the two walls 46, 48 together connect and design the insert 44 as a unit. Channels 52 are thus present between the webs 50, through which the coolant flowing inside the turbine blade 10, for example cooling air, can exit from the turbine blade 10. The channels 52 open as arranged in the surface of the insert 44 openings 30, which in FIG. 1 are shown only schematically.

FIG 5 zeigt im Querschnitt gemäß FIG 2 den Hinterkantenbereich 22 der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel 10, bei der der Einsatz 44 im Schlitz 42 angeordnet und durch Verlöten oder Verschweißen befestigt ist. Die Wand 48 des Einsatzes 44 ist dabei mit der Hinterkante 38 der druckseitigen Schaufelwand 18 verbunden. Die Wand 46 ist mit der Seitenfläche 40 der saugseitigen Schaufelwand 16 verbunden. In den verlöteten oder verschweißten Bereichen liegen jeweils die betreffenden Wandflächen geradlinig aneinander, wodurch der Einsatz 44 vergleichweise einfach positionierbar ist. FIG. 5 shows in cross section according to FIG. 2 the trailing edge region 22 of the turbine blade 10 according to the invention, in which the insert 44 is arranged in the slot 42 and secured by soldering or welding. The wall 48 of the insert 44 is connected to the trailing edge 38 of the pressure-side blade wall 18. The wall 46 is connected to the side surface 40 of the suction side vane wall 16. In the soldered or welded areas in each case the respective wall surfaces are in a straight line to each other, whereby the insert 44 is relatively easy to position.

Ingesamt wird mit der Erfindung eine Turbinenschaufel 10 für eine Gasturbine angegeben, bei der der nach Art einer Cut-Back-Hinterkante ausgebildete Hinterkantenbereich 22 modular ausgebildet ist. Hierzu ist vorgesehen, dass im Bereich 22 der Hinterkante des Schaufelblatts 10 ein sich von der Plattform bis zur Schaufelspitze erstreckender Schlitz 42 druckseitig vorgesehen ist, in welchem ein Einsatzbauteil 44 angeordnet ist, in dem die für eine Cut-Back-Hinterkante typischen Stege 50 ausgebildet sind. Der Einsatz 44 weist somit zwischen den Stegen 50 angeordnete Kanäle 52 auf, die in Öffnungen 30 münden, aus denen das im Inneren des Schaufelblatts 10 strömbare Kühlmittel aus dem Schaufelblatt 10 ausströmbar ist. Durch die vorgeschlagene Maßnahme kann ein im Hinterkantenbereich weiter aufgedickter Gusskern für die Herstellung des gegossenen Schaufelblatts 12 verwendet werden, wodurch dessen mechanische Integrität verbessert wird und dieser während seiner Handhabung weniger zum Zerbrechen neigt. Außerdem kann mit einer derartigen Turbinenschaufel 10 die Menge der an der Hinterkante austretenden Kühlluft vergleichsweise genau mittels eines nicht gegossenen, herkömmlich hergestellten Einsatzes 44 eingestellt werden.Overall, the invention provides a turbine blade 10 for a gas turbine, in which the trailing edge region 22 designed in the manner of a cut-back trailing edge is modular. For this purpose, it is provided that in the region 22 of the trailing edge of the blade 10, a slot 42 extending from the platform to the blade tip is provided on the pressure side, in which an insert component 44 is arranged, in which the webs 50 typical for a cut-back trailing edge are formed are. The insert 44 thus has disposed between the webs 50 channels 52 which open into openings 30, from which the flowable in the interior of the airfoil 10 coolant from the airfoil 10 can be flowed out. By the proposed measure, a core further thickened in the trailing edge region for the production of the cast airfoil 12 can be used, whereby its mechanical integrity is improved and this tends less to break during its handling. In addition, with such a turbine blade 10, the amount of cooling air exiting at the trailing edge comparatively accurate be adjusted by means of a non-cast, conventionally made insert 44.

Selbstverständlich ist es möglich, dass der Einsatz 44 nicht nur die im Hinterkantenbereich angeordneten Stege 50 aufweist. Selbstverständlich ist möglich, das der Einsatz 44 auch die üblicher Weise weiter im Inneren der Turbinenschaufel 10 stromauf angeordneten Pin-Fins 32 umfasst, wobei der Einsatz 44 auch einen geringfügigen Teil der druckseitigen Schaufelwand 18 bilden kann, so wie es in FIG 5 exemplarisch mit dem Bezugszeichen 54 dargestellt ist.Of course, it is possible that the insert 44 has not only arranged in the trailing edge region webs 50. Of course, it is possible that the insert 44 also includes the usual way further inside the turbine blade 10 upstream pin-fins 32, wherein the insert 44 may also form a minor part of the pressure-side blade wall 18, as in FIG. 5 is exemplified by the reference numeral 54.

Claims (6)

Turbinenschaufel (10) für eine Gasturbine,
mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt (12) umfassend eine druckseitige Schaufelwand (18) und eine saugseitige Schaufelwand (16), die sich von einer gemeinsamen, von einem Arbeitsmedium anströmbaren Vorderkante (20) des Schaufelblatts (12) zu jeweils einer Hinterkante (36, 38) erstrecken,
wobei die Hinterkante (38) der druckseitigen Schaufelwand (18) - bezogen auf die Richtung des das Schaufelblatt (12) umströmenden Arbeitsmediums - stromauf der Hinterkante (36) der saugseitigen Schaufelwand (16) angeordnet ist,
dadurch gekennzeichnet,
dass in einem von der Hinterkante (38) der druckseitigen Schaufelwand (18) und der saugseitigen Schaufelwand (16) begrenzten Schlitz (42) ein Einsatz (44) angeordnet ist, durch den ein im Inneren des Schaufelblatts (12) strömbares Kühlmittel aus dem Schaufelblatt (12) ausströmbar ist.Turbine blade (10) for a gas turbine,
with an aerodynamically curved airfoil (12) comprising a pressure-side blade wall (18) and a suction-side blade wall (16) extending from a common leading edge (20) of the airfoil (12), which can flow against a working medium, to a trailing edge (36, 38 ),
the trailing edge (38) of the pressure-side blade wall (18) being located upstream of the trailing edge (36) of the suction-side blade wall (16) relative to the direction of the working medium flowing around the blade (12),
characterized,
in that a slot (42) is arranged in a slot (42) delimited by the trailing edge (38) of the pressure-side blade wall (18) and the suction-side blade wall (16), through which coolant, which can flow in the interior of the blade (12), flows out of the blade (12) can be flowed out. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1,
bei der der Einsatz (44) zwei einander gegenüberliegende Wände (46, 48) aufweist, die über zueinander beabstandete, sich in Ausströmrichtung des Kühlmittels erstreckende Stege (50) miteinander verbunden sind.Turbine blade (10) according to claim 1,
wherein the insert (44) has two mutually opposite walls (46, 48), which are connected to each other via spaced webs extending in the outflow direction of the coolant webs (50). Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1 oder 2,
bei der derjenige Bereich einer Seitenfläche der druckseitigen Schaufelwand (18) und/oder saugseitigen Schaufelwand (16), an welcher der Einsatz (44) anliegt, im Querschnitt geradlinig ausgebildet ist.Turbine blade (10) according to claim 1 or 2,
in which the region of a side surface of the pressure-side blade wall (18) and / or suction-side blade wall (16) against which the insert (44) rests is of straight cross-section. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1, 2 oder 3,
bei der der Schlitz (42) und der darin angeordnete Einsatz (44) sich jeweils von einem Fußbereich des Schaufelblatts (12) bis zu einem Spitzenbereich des Schaufelblatts (12) erstrecken.Turbine blade (10) according to claim 1, 2 or 3,
wherein the slot (42) and insert (44) disposed therein each extend from a root portion of the airfoil (12) to a tip portion of the airfoil (12). Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der der Einsatz (44) mit der druckseitigen Schaufelwand (18) und/oder saugseitigen Schaufelwand (6) verlötet oder verschweißt ist.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
in which the insert (44) is soldered or welded to the pressure-side blade wall (18) and / or suction-side blade wall (6). Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
ausgebildet als Leitschaufel und/oder Laufschaufel mit mindestens einer quer zum Schaufelblatt (12) angeordneten Plattform (14).Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
formed as a vane and / or blade with at least one transversely to the blade (12) arranged platform (14).
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