EP2918779A1

EP2918779A1 - Turbine blade

Info

Publication number: EP2918779A1
Application number: EP14158871.5A
Authority: EP
Inventors: Fathi Ahmad; Björn Buchholz; Stefan Dahlke; Daniela Koch; Nihal Kurt; Ralf Müsgen; Radan RADULOVIC; Marco Schüler
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 2014-03-11
Filing date: 2014-03-11
Publication date: 2015-09-16

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel (10), mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt (12), die sich von einem schaufelfußseitigem Ende zu einem schaufelkopfseitigen Ende (24) erstrecken, wobei zumindest am fußseitigen Ende oder am kopfseitigen Ende (24) des Schaufelblatts (12) eine quer davon abstehende Plattform (26) vorgesehen ist, derart, dass eine einem Heißgas aussetzbare Oberfläche (28) der betreffenden Seitenwand über eine Hohlkehle (32) in eine dem Heißgas aussetzbaren Oberfläche der Plattform (26) übergeht, wobei die Plattform (26) eine der Heißgas-Oberfläche gegenüberliegende Kaltgas-Oberfläche aufweist, von der aus sich zumindest ein Loch (34) bis in die Heißgas-Oberfläche erstreckt. In dem zumindest einem Loch (34) ist ein Prallkühleinsatz (36) unter Abstand zur Lochwand (42) zur Kühlung der das betreffende Loch (34) umgebenden Wand angeordnet.The invention relates to a turbine blade (10) having an aerodynamically curved airfoil (12) extending from a blade root end to a blade end (24), wherein at least at the root end or head end (24) of the air blade (12). a transversely projecting platform (26) is provided, such that a hot gas exposed surface (28) of the respective side wall via a groove (32) merges into a hot gas exposable surface of the platform (26), wherein the platform (26) one of the hot gas surface opposite cold gas surface, from which at least one hole (34) extends into the hot gas surface. In the at least one hole (34) an impact cooling insert (36) is arranged at a distance from the hole wall (42) for cooling the wall surrounding the respective hole (34).

Description

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt umfassend eine Druckseitenwand und eine Saugseitenwand, die sich jeweils von einer Vorderkante des Schaufelblatts zu einer Hinterkante des Schaufelblatts und in einer quer dazu angeordneten Spannweiterichtung von einem schaufelfußseitigen Ende zu einem schaufelkopfseitigem Ende erstrecken, wobei am fußseitigem Ende und/oder am kopfseitigem Ende des Schaufelblatts eine quer davon abstehende Plattform vorgesehen ist, derart, dass eine einem Heißgas aussetzbare Oberfläche der betreffenden Seitenwand des Schaufelblatts über eine Hohlkehle in eine dem Heißgas aussetzbaren Oberfläche der Plattform übergeht, wobei die Plattform eine der Heißgas-Oberfläche gegenüberliegende Kaltgas-Oberfläche aufweist, von der aus sich zumindest ein Loch bis in die Heißgas-Oberfläche erstreckt.The invention relates to a turbine blade with an aerodynamically curved airfoil comprising a pressure side wall and a suction side wall, each extending from a leading edge of the airfoil to a trailing edge of the airfoil and in a transverse thereto Spannweiterichtung of a blade foot end to a blade end, on the fußseitigem A transversely projecting platform is provided at the end and / or at the head end of the airfoil, such that a hot gas exposable surface of the respective side wall of the airfoil merges via a groove into a surface of the platform exposed to the hot gas, wherein the platform forms one of the hot gas Surface opposite cold gas surface, from which at least one hole extends into the hot gas surface.

Derartige Turbinenschaufeln sind beispielsweise aus der EP 1 669 544 A1 , EP 1 688 587 A2 oder auch aus der GB 2 253 443 A1 bekannt. Im Stand der Technik werden die in den Übergängen zwischen Schaufelblatt und Plattform mündenden Kühlkanäle zur Energetisierung der wandnahen Strömung und zur Manipulierung von Sekundärströmungen eingesetzt.Such turbine blades are for example from the EP 1 669 544 A1 . EP 1 688 587 A2 or even from the GB 2 253 443 A1 known. In the prior art, the cooling channels opening out in the transitions between the blade leaf and the platform are used to energize the near-wall flow and to manipulate secondary flows.

Aufgabe der Erfindung ist die Bereitstellung einer alternativen Turbinenschaufel, deren Lebensdauer weiter verbessert ist.The object of the invention is to provide an alternative turbine blade whose life is further improved.

Die der Erfindung zugrunde liegende Aufgabe wird mit einer Turbinenschaufel gemäß den Merkmalen des Anspruchs 1 gelöst.The object underlying the invention is achieved with a turbine blade according to the features of claim 1.

Erfindungsgemäß ist vorgesehen, dass in dem zumindest einem Loch ein Prallkühleinsatz unter Abstand zur Lochwand zur Kühlung der das betreffende Loch umgebenden Wand angeordnet ist. Weitere vorteilhafte Ausgestaltungen sind in den abhängigen Ansprüchen angegeben.According to the invention it is provided that in the at least one hole, an impact cooling insert is arranged at a distance from the hole wall for cooling the wall surrounding the hole in question. Further advantageous embodiments are specified in the dependent claims.

Die Erfindung beruht auf der Erkenntnis, dass die im Vergleich zu den Seitenwänden in ihrer Masse angereichterten hohlkehlartigen Übergänge von Schaufelblatt und Plattform trotz der Durchströmung der Löcher mit Kühlmittel nicht ausreichend gekühlt sein können. Aus diesem Grunde schlägt die Erfindung vor, dass in den betreffenden Löchern ein Prallkühleinsatz unter Abstand zur Lochwand zur Kühlung der das betreffende Loch umgebenden Wand angeordnet ist. Durch die Verwendung des mit Prallkühlöffnungen versehenen Prallkühleinsatzes kann eine effiziente Prallkühlung zur Kühlung des das Loch umgebenden Materials etabliert werden, was die thermische Belastung der Turbinenschaufel im Bereich der Hohlkehle weiter reduziert. Gleichzeitig wird durch das Vorhandensein der Löcher die mechanische Belastung der Turbinenschaufel in der Umgebung der Löcher reduziert, was das Entstehen von Rissen in diesem Bereich verzögert und, sofern bereits Risse entstanden sein sollten, deren Wachstum verzögert.The invention is based on the recognition that the hollow-throat-like transitions between the blade and the platform enriched in their mass compared to the side walls can not be adequately cooled despite the passage through the holes with coolant. For this reason, the invention proposes that in the respective holes an impact cooling insert is arranged at a distance from the hole wall for cooling the wall surrounding the hole in question. By using the impingement-cooling-type impingement-cooling insert, efficient impingement cooling for cooling the material surrounding the hole can be established, further reducing the thermal stress on the turbine blade in the region of the fillet. At the same time, the presence of the holes reduces the mechanical stress on the turbine blade in the vicinity of the holes, which delays the formation of cracks in this area and, if cracks have already formed, delays their growth.

Vorzugsweise sind die Löcher in ihrem Querschnitt, welcher senkrecht zur Durchdringungsrichtung orientiert ist, schlitzartig ausgeführt, so dass sie vorzugsweise eine Mündungsöffnung aufweisen, die teilweise im Bereich der Hohlkehle liegt und teilweise im Bereich derjenigen Heißgas-Oberfläche, die der Plattform zuzurechnen ist.Preferably, the holes are in their cross-section, which is oriented perpendicular to the direction of penetration, slit-like, so that they preferably have a mouth opening, which lies partially in the region of the groove and partially in the region of that hot gas surface, which is attributable to the platform.

Insbesondere die schlitzförmigen Löcher, welche wegen ihrer Form auch als Langlöcher bezeichnet werden könnten, führen zu einer reduzierten Steifigkeit der Plattform, was die Turbinenschaufel anpassungsfähiger an unterschiedliche thermische Dehnungen macht. Dies führt zur Reduzierung der mechanischen Spannungen.In particular, the slot-shaped holes, which because of their shape could also be referred to as elongated holes, lead to a reduced rigidity of the platform, which makes the turbine blade more adaptable to different thermal expansions. This leads to the reduction of mechanical stresses.

Vorzugsweise umfasst der im Loch angeordnete Prallkühleinsatz heißgasseitig ein verschlossenes Ende, dessen Oberfläche zu der Oberfläche der Umgebung des Loches stufenfrei angepasst ist. Die stufenfreie Anpassung vermeidet das Auftreten von aerodynamischen Verlusten im Heißgas bei Umströmen des Schaufelblatts und der Plattform entlang der Hohlkehle. Gleichzeitig verhindert das heißgasseitig verschlossene Ende des Prallkühleinsatzes einen unnötig höhen Verbrauch an Kühlmittel, wodurch sich die Menge an Kühlmittel zur Kühlung der Lochwände im vernünftigen Rahmen bewegt. Dadurch, dass zwischen Prallkühleinsatz und der Lochwand ein Abstand vorhanden ist, kann das durch die Prallkühlöffnungen des Prallkühleinsatzes austretende Kühlmittel nach abgeschlossener Prallkühlung zur heißgasseitigen Oberfläche der Turbinenschaufel strömen, von wo aus das Kühlmittel unter Bildung einer Filmkühlung stromab des Loches gelegene Wandabschnitte der Turbinenschaufel vor den Einflüssen des Heißgases schützen kann. Der Begriff "stromab" bezieht sich dabei auf die Strömungsrichtung des Heißgases, welches dem austretenden Kühlmittel seine Richtung aufprägt.Preferably, the impact cooling insert arranged in the hole comprises a closed end on the hot gas side, whose surface is matched step-free to the surface of the environment of the hole. The step-free adaptation avoids the occurrence of aerodynamic losses in the hot gas at flows of the airfoil and the platform along the groove. At the same time prevents the hot gas side closed end of the baffle insert unnecessarily high consumption of coolant, which moves the amount of coolant for cooling the hole walls within reasonable limits. By providing a clearance between the impingement baffle and the perforated wall, the coolant exiting through the impingement cooling apertures of the impingement baffle can flow to the hot gas side surface of the turbine blade after impingement cooling, from where the refrigerant faces the turbine blade upstream of the hole to form a film cooling Protect influences of the hot gas. The term "downstream" refers to the flow direction of the hot gas, which imposes its direction on the exiting coolant.

Die erfindungsgemäße Turbinenschaufel kann selbstverständlich auch eine bereits betriebsbeanspruchte Turbinenschaufel sein, die im Rahmen einer Wiederaufarbeitung durch das nachträgliche Einbringen der besagten Löcher bzw. Schlitze und der Prallkühleinsätze aufgerüstet werden kann.Of course, the turbine blade according to the invention can also be a turbine blade that is already operationally required, which can be upgraded as part of a reprocessing by the subsequent introduction of the said holes or slots and the impact cooling inserts.

Weiter bevorzugt liegt der Kaltgas-Oberfläche der Plattform ein Prallkühlelement unter Abstand gegenüber, an dem der Prallkühleinsatz - besser gesagt ein einströmseitiges Ende des Prallkühleinsatzes - befestigt ist. Hierdurch kann eine besonders einfache Art und Weise der Befestigung des Prallkühleinsatzes bereitgestellt werden. Abstandshalter zwischen Lochwand und Prallkühleinsatz sind dann nicht oder in nur sehr eingeschränktem Umfang erforderlich.More preferably, the cold gas surface of the platform is opposed to a baffle cooling element at a distance at which the baffle cooling insert - or better said, an inflow-side end of the baffle cooling insert - is attached. In this way, a particularly simple manner of fastening the impact cooling insert can be provided. Spacers between the perforated wall and impact cooling insert are not required or only to a very limited extent.

Besonders bevorzugt ist die Ausgestaltung, bei der die betreffenden Löcher schaufelblattdruckseitig in einem Bereich zwischen 20% und 80% einer Profilsehne, deren normierte Länge sich von 0% an der Vorderkante zu 100% an der Hinterkante des Schaufelblatts erstreckt, vorgesehen sind. Da im Betrieb die Druckseitenwand der Turbinenschaufel einer anderen Temperatur ausgesetzt ist als die Saugseitenwand der Turbinenschaufel und somit beide besagten Seitenwände sich unterschiedlich thermisch dehnen, kann die voran beschriebene Turbinenschaufel die unterschiedlichen thermischen Dehnungen besser kompensieren, da die Steifigkeiten der Druckseitenwand und der Saugseitenwand im Bereich ihrer Befestigung - also im Bereich der Hohlkehle - durch die voran genannten Merkmale lokal aneinander sind.Particularly preferred is the embodiment in which the relevant holes scoop blade pressure side in one area between 20% and 80% of a chord whose normalized length extends from 0% at the leading edge to 100% at the trailing edge of the airfoil. Since in operation the pressure side wall of the turbine blade is exposed to a different temperature than the suction side wall of the turbine blade and thus both said side walls thermally stretch differently thermally, the turbine blade described above can better compensate for the different thermal strains, since the stiffnesses of the pressure side wall and the suction side wall in the region Attachment - ie in the region of the groove - by the aforementioned features are locally together.

Insgesamt betrifft die Erfindung somit eine Turbinenschaufel mit einem aerodynamisch gekrümmten Schaufelblatt umfassend eine Druckseitenwand und eine Saugseitenwand, die sich jeweils von einer Vorderkante des Schaufelblatts zu einer Hinterkante des Schaufelblatts und in einer dazu quer angeordneten Spannweiterichtung von einem schaufelfußseitigem Ende zu einem schaufelkopfseitigem Ende erstrecken, wobei am fußseitigem Ende und/oder am kopfseitigem Ende des Schaufelblatts eine quer davon abstehende Plattform vorgesehen ist, derart, dass eine einem Heißgas aussetzbare Oberfläche der betreffenden Seitenwand über eine Hohlkehle in eine dem Heißgas aussetzbaren Oberfläche der Plattform monolithisch angeordnet, wobei die Plattform eine der Heißgas-Oberfläche gegenüberliegende Kaltgas-Oberfläche aufweist, von der aus sich zumindest ein Loch bis in die Heißgas-Oberfläche erstreckt. Um eine besonders langlebige Turbinenschaufel anzugeben, deren Steifigkeit im Bereich des Übergangs von Schaufelblatt zur Plattform angepasst ist und deren Übergangsbereich von Schaufelblatt zur Plattform besser gekühlt ist, ist vorgesehen, dass in dem zumindest einem Loch ein Prallkühleinsatz unter Abstand zur Lochwand zur Kühlung der das betreffende Loch umgebenden Wand angeordnet ist.Overall, the invention thus relates to a turbine blade having an aerodynamically curved airfoil comprising a pressure sidewall and a suction sidewall each extending from a leading edge of the airfoil to a trailing edge of the airfoil and in a transverse spanwise direction from a blade root end to a blade end at the foot end and / or at the head end of the airfoil a transversely projecting platform is provided, such that a hot gas exposable surface of the respective side wall via a groove in a hot gas exposable surface of the platform monolithic, wherein the platform is one of the hot gas Surface has opposite cold gas surface from which extends at least one hole to the hot gas surface. In order to specify a particularly long-lived turbine blade whose stiffness is adapted in the region of the transition from the blade to the platform and whose transition region is better cooled from blade to platform, it is provided that in the at least one hole an impact cooling insert at a distance from the hole wall for cooling the concerned Hole surrounding wall is arranged.

Die Erfindung wird anhand eines Ausführungsbeispiels in der Figurenbeschreibung näher erläutert.The invention will be explained in more detail with reference to an embodiment in the figure description.

Es zeigen:

Figur 1: eine perspektivische Darstellung einer Turbinenschaufel,
Figur 2: den Schnitt entlang der Schnittlinie II-II durch die Turbinenschaufel nach Figur 1 mit in den Löchern angeordneten Prallkühleinsätzen und
Figur 3: die perspektivische Darstellung eines Prallkühlelements mit mehreren daran angeordneten Prallkühleinsätzen zur Verwendung an bzw. in der Turbinenschaufel gemäß Figur 1.

Show it:

FIG. 1: a perspective view of a turbine blade,
FIG. 2: the section along the section line II-II through the turbine blade after FIG. 1 with in the holes arranged impact cooling inserts and
FIG. 3: the perspective view of an impingement cooling element with a plurality of impact cooling inserts arranged thereon for use on or in the turbine blade according to FIG. 1 ,

In allen Figuren sind identische Merkmale mit den gleichen Bezugszeichen versehen.In all figures, identical features are provided with the same reference numerals.

Figur 1 zeigt in perspektivischer Darstellung einen Teil einer gegossenen Turbinenschaufel 10 umfassend ein Schaufelblatt 12, welches aerodynamisch gekrümmt ist. Das Schaufelblatt 12 umfasst in bekannter Manier eine Druckseitenwand 14 und eine dieser gegenüberliegenden Saugseitenwand 16, wobei sich beide Wände von einer gemeinsamen Vorderkante 18 zu einer gemeinsamen Hinterkante 20 erstrecken. Im dargestellten Ausführungsbeispiel ist die Turbinenschaufel 10 als so genannte Cut-Back-Turbinenschaufel ausgestaltet, die unmittelbar stromauf der Hinterkante 20 eine Vielzahl von Öffnungen 22 umfasst, aus denen ein Kühlmittel, vorzugsweise Kühlluft, aus dem Inneren der Turbinenschaufel 10 austreten kann. Die Öffnungen 22 sind dabei durch Stege voneinander getrennt. FIG. 1 shows in perspective a part of a cast turbine blade 10 comprising an airfoil 12 which is aerodynamically curved. The airfoil 12 includes in known manner a pressure side wall 14 and a suction side wall 16 opposite thereto, both walls extending from a common front edge 18 to a common rear edge 20. In the illustrated embodiment, the turbine blade 10 is configured as a so-called cut-back turbine blade, which immediately upstream of the trailing edge 20 includes a plurality of openings 22, from which a coolant, preferably cooling air, can escape from the interior of the turbine blade 10. The openings 22 are separated from each other by webs.

Sowohl die Druckseitenwand 14 als auch die Saugseitenwand 16 erstrecken sich von einem nicht weiter dargestellten fußseitigen Ende zu einem kopfseitigen Ende 24 des Schaufelblatts 12. Im dargestellten Ausführungsbeispiel ist am kopfseitigen Ende 24 des Schaufelblatts 12 eine Plattform 26 monolithisch angeordnet, die sich im Bezug auf die Erstreckung des Schaufelblatts 12 quer davon erstreckt. Bei der Verwendung der gezeigten Turbinenschaufel 10 in einer Gasturbine kann entlang der Oberfläche 28 des Schaufelblatts 12 bzw. der Oberfläche 30 der Plattform 26 ein Heißgas strömen.Both the pressure side wall 14 and the suction side wall 16 extend from a foot end not shown to a head end 24 of the airfoil 12. In the illustrated embodiment, a platform 26 is monolithically arranged at the head end 24 of the airfoil 12, with respect to the Extension of the airfoil 12 extending transversely thereof. When using the shown Turbine blade 10 in a gas turbine can flow along the surface 28 of the airfoil 12 and the surface 30 of the platform 26, a hot gas.

Die Oberfläche 28 der Seitenwände 14, 16 sowie die Oberfläche 30 der Plattform 26 gehen jeweils über eine Hohlkehle 32 stufenlos ineinander über. Schaufelblattdruckseitig sind im Übergangsbereich zwischen der Plattform 26 und des Schaufelblatts 12 vier Löcher 34 angeordnet. Im dargestellten Ausführungsbeispiel weisen die Löcher 34 eine Schlitzform auf, die zur Vermeidung von Kerbspannungen an ihren jeweiligen Enden abgerundet sind. Mithin lassen sich die Löcher 34 auch als Langlöcher bezeichnen. Im gezeigten Ausführungsbeispiel sind insgesamt vier Langlöcher vorgesehen. Es ist selbstverständlich, dass auch mehr oder weniger Löcher vorgesehen sein können. Die in der Heißgas-Oberfläche mündenden Öffnungen der Löcher 34 liegen einerseits in derjenigen Heißgas-Oberfläche, die zur Plattform 26 zuzurechnen ist und andererseits in derjenigen Heißgas-Oberfläche, die der Hohlkehle 32 zuzurechnen ist.The surface 28 of the side walls 14, 16 as well as the surface 30 of the platform 26 are each continuously via a groove 32 into each other. Airfoil pressure side, four holes 34 are arranged in the transition region between the platform 26 and the airfoil 12. In the illustrated embodiment, the holes 34 have a slot shape that is rounded to avoid stress concentrations at their respective ends. Consequently, the holes 34 can also be referred to as elongated holes. In the embodiment shown a total of four slots are provided. It goes without saying that more or less holes can also be provided. The openings of the holes 34 opening in the hot gas surface lie, on the one hand, in that hot gas surface attributable to the platform 26 and, on the other hand, in the hot gas surface attributable to the groove 32.

Das Schaufelblatt 12 lässt sich insbesondere charakterisieren durch eine Profilsehne 37, welche eine gedachte Linie zwischen der Vorderkante 18 und der Hinterkante 20 darstellt. Im Sinne dieser Anmeldung weist die Profilsehne eine normierte Länge von 100% auf, deren Beginn mit der Vorderkante 18 und deren Ende mit der Hinterkante 20 des Schaufelblatts 12 zusammenfällt. Im Ausführungsbeispiel liegen die Löcher 34 in einem Abschnitt von 20% bis 70% der Profilsehne 37.The blade 12 can be characterized in particular by a chord 37, which represents an imaginary line between the front edge 18 and the rear edge 20. For the purposes of this application, the chord has a normalized length of 100%, the beginning coincides with the leading edge 18 and the end coincides with the trailing edge 20 of the airfoil 12. In the exemplary embodiment, the holes 34 lie in a section of 20% to 70% of the chord 37.

Wie aus Figur 1 hervorgeht können die Löcher 34, sofern sie schlitzförmig ausgeführt sind, mit der Profilsehne 37 einen Winkel α einschließen, der in der Größenordnung von etwa 60° liegt.How out FIG. 1 can show the holes 34, if they are slit-shaped, with the chord 37 form an angle α, which is of the order of about 60 °.

Aus Gründen der besseren Darstellung der Erfindung sind die erfindungsgemäßen Prallkühleinsätze in den Löchern 34 in Figur 1 nicht dargestellt.For reasons of better illustration of the invention, the impact cooling inserts according to the invention are in the holes 34 in FIG FIG. 1 not shown.

Figur 2 zeigt einen Schnitt durch die Turbinenschaufel 10 gemäß Figur 1 entlang der Schnittlinie II-II, jedoch mit in den Löchern 34 angeordneten Prallkühleinsätzen. Zu erkennen in Figur 2 sind: die Plattform 26, deren Heißgas-Oberfläche 30, die Hohlkehle 32, die Löcher 34 sowie in jedem der Löcher 34 einen darin sitzenden Prallkühleinsatz 36. Jeder Prallkühleinsatz 36 umfasst ein heißgasseitig verschlossenes Ende 38. Die Prallkühleinsätze 36 sind zudem im Inneren hohl ausgeführt, so dass in deren Wänden Prallkühlöffnungen 40 vorgesehen sind. Gleichzeitig ist ein geringer Abstand zwischen der äußeren Fläche des Prallkühleinsatzes 36 und den Lochwänden 42 vorgesehen. Die Prallkühleinsätze 36 sind an einem Prallkühlelement 44 befestigt, so dass sie ein einströmseitiges Ende 46 aufweisen, durch welches im Betrieb Kühlluft in das Innere des Prallkühleinsatzes 36 strömen kann. Anschließend tritt die Kühlluft in Form von Prallkühlstrahlen durch die Prallkühlöffnungen 40 aus und trifft prallkühlend auf die Lochwände 42. Von dort aus strömt die Kühlkluft zur heißgasseitigen Oberfläche ab. FIG. 2 shows a section through the turbine blade 10 according to FIG. 1 along the section line II-II, but with arranged in the holes 34 impact cooling inserts. To recognize in FIG. 2 are: the platform 26, the hot gas surface 30, the groove 32, the holes 34 and in each of the holes 34 therein an impact baffle 36. Each baffle insert 36 includes a hot gas side closed end 38. The baffles 36 are also made hollow inside so that impact cooling holes 40 are provided in the walls thereof. At the same time a small distance between the outer surface of the baffle insert 36 and the hole walls 42 is provided. The impingement cooling inserts 36 are attached to an impingement cooling element 44 so that they have an inflow end 46 through which cooling air can flow into the interior of the impingement cooling insert 36 during operation. Subsequently, the cooling air in the form of impingement cooling jets exits through the impingement cooling openings 40 and impinges on the perforated walls 42 in an impingement-cooling manner. From there, the cooling gap flows away from the hot gas side surface.

Figur 3 zeigt in perspektivischer Darstellung allein das Prallkühlelement 44 mit daran angeordneten Prallkühlöffnungen 40 sowie vier daran befestigte Prallkühleinsätze 36. In den Prallkühleinsätzen 36 sind ebenfalls Prallkühlöffnungen 40 vorgesehen. Zur Bildung der erfindungsgemäßen Turbinenschaufel wird von der Kaltgasseite der Plattform 26 her das in Figur 3 dargestellte Prallkühlelement 44 samt der daran befestigten Prallkühleinsätze 36 in die in Figur 1 dargestellte Turbinenschaufel 10 eingesetzt. Das Prallkühlelement 44 wird dann in bekannter Art und Weise an der in Figur 1 dargestellten Turbinenschaufel 10 befestigt, beispielsweise durch Löten oder Schweißen. Anschließend kann die Turbinenschaufel 10 in einer Gasturbine bestimmungsgemäß verwendet werden, wobei dann von der Rückseite der Plattform her Kühlluft zum Prallkühlelement 44 und in die Prallkühleinsätze 36 zuführbar bzw. einströmbar ist, um die die Löcher 34 umgehenden Wände 42 in effizienterer Weise in als bisher Form einer Prallkühlung zu kühlen. FIG. 3 shows in perspective view alone the impingement cooling element 44 with impingement cooling openings 40 arranged thereon and four impact cooling inserts 36 attached thereto. Impact cooling openings 40 are likewise provided in the impingement cooling inserts 36. To form the turbine blade according to the invention is from the cold gas side of the platform 26 forth in FIG. 3 shown impingement cooling element 44 together with the attached impact cooling inserts 36 in the in FIG. 1 illustrated turbine blade 10 is used. The impingement cooling element 44 is then in a known manner at the in FIG. 1 attached turbine blade 10 secured, for example by soldering or welding. Subsequently, the turbine blade 10 can be used as intended in a gas turbine, in which case from the back of the platform forth cooling air to the baffle cooling element 44 and in the baffles 36 can be fed or flowed to the holes 34 surrounding walls 42 in more efficient way to cool than previously form of impingement cooling.

Obwohl die Erfindung im Detail durch das bevorzugte Ausführungsbeispiel näher illustriert und beschrieben wurde, so ist die Erfindung nicht durch die offenbarten Beispiele eingeschränkt und andere Variationen können vom Fachmann hieraus abgeleitet werden, ohne den Schutzumfang der Erfindung zu verlassen.Although the invention has been further illustrated and described in detail by the preferred embodiment, the invention is not limited by the disclosed examples, and other variations can be derived therefrom by those skilled in the art without departing from the scope of the invention.

Claims

Turbine blade (10),
with an aerodynamically curved airfoil (12) comprising a pressure sidewall (14) and a suction sidewall (16) each extending from a leading edge (18) of the airfoil (12) to a trailing edge (20) of the airfoil (12) and in one transverse span extension extending from a blade foot end (23) to a blade end (24);
wherein at the foot-side end (23) and / or at the head end (24) of the airfoil (12) a transversely projecting platform (26) is provided, such that a hot gas exposable surface (28) of the respective side wall via a groove ( 32) merges into a surface of the platform (26) which can be exposed to the hot gas, the platform (26) having a cold gas surface opposite the hot gas surface, from which at least one hole (34) extends into the hot gas surface,
characterized in that
in which at least one hole (34) an impact cooling insert (36) is arranged at a distance from the hole wall (42) for cooling the wall surrounding the respective hole (34).

Turbine blade (10) according to claim 1,
in which the at least one hole (34) opens at least partially or completely into the hollow throat (32) on the hot gas side.

Turbine blade (10) according to claim 1 or 2,
in which the impingement cooling insert (36) comprises a closed end (38) on the hot gas side, the surface of which is matched step-free to the surroundings of the hole (34).

Turbine blade (10) according to claim 1, 2 or 3,
wherein the cold gas surface of the platform (26) is spaced from a baffle cooling element (44) at which the baffle cooling element (44) is attached.

A turbine blade (10) according to any one of claims 1 to 4, wherein the respective holes (34) are on the blade side in a range between 20% and 80% of a chord (37) whose length is from 0% at the leading edge (18) to 100 % at the trailing edge (20) of the airfoil (12) are provided.