EP3231999A1 - Stator vane having film cooled airfoil - Google Patents

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EP3231999A1
EP3231999A1 EP16164813.4A EP16164813A EP3231999A1 EP 3231999 A1 EP3231999 A1 EP 3231999A1 EP 16164813 A EP16164813 A EP 16164813A EP 3231999 A1 EP3231999 A1 EP 3231999A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
airfoil
film cooling
blade
short
cooling holes
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Withdrawn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
EP16164813.4A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Roland Häbel
Daniela Koch
Radan RADULOVIC
Marco Schüler
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 EP16164813.4A priority Critical patent/EP3231999A1/en
Publication of EP3231999A1 publication Critical patent/EP3231999A1/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Withdrawn legal-status Critical Current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
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/124—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the suction side of a stator vane
    • 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling

Definitions

  • the invention relates to a guide vane with at least one vane platform, which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position, and extending from the at least one blade platform and extending in a longitudinal direction of the vane blade which defines a leading edge and a trailing edge and in the interior of which is provided a cavity which is connected to the outside of the airfoil by a plurality of film cooling holes formed in the airfoil and spaced from each other, at least one long array of film cooling holes lined up in a row being provided in the region of the leading edge of the airfoil extending from the blade platform in the longitudinal direction of the airfoil over at least 60% of the length of the airfoil.
  • the invention relates to a method for producing such a guide vane. Furthermore, the invention relates to a turbomachine, in particular a gas turbine, with such guide vanes and a method for refurbishing or producing a turbomachine using such guide vanes.
  • a guide vane comprises at least one vane platform, which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position.
  • a vane includes an airfoil that protrudes from the at least one vane platform and extends in a longitudinal direction of the vane. The airfoil defines a leading edge and a trailing edge.
  • turbomachines such as gas turbines
  • a housing in which a flow passage extends in an axial direction.
  • the flow channel is flowed through during the operation of the turbomachine by a hot gas.
  • a plurality of turbine stages are arranged one behind the other in the axial direction and spaced from each other.
  • Each turbine stage includes a stator vane ring (stator) connected to the housing and a rotor blade (rotor) connected to a centrally mounted tie rod passing through the housing in the axial direction.
  • the expanding hot gas flowing through the flow channel is deflected by the guide vanes in such a way that the blades arranged behind are flown in optimally.
  • the rotor is set in rotation.
  • the rotational energy can be converted for example by means of a generator into electrical energy.
  • vanes are provided with elaborate coating systems.
  • guide vanes are cooled during operation of the gas turbine.
  • cavities are formed in their interior, which are flowed through by a cooling fluid.
  • Common cooling methods are, for example, the impingement cooling, in which the cooling fluid is guided so that it impinges on the wall of the blade from the inside, or the film cooling, in which the cooling fluid forms a cooling film on the outside of the blade.
  • a plurality of film cooling holes formed in the airfoil and spaced apart connect the cavity to the outside of the airfoil.
  • at least one long arrangement of line-like film cooling holes is provided which extends from the blade platform in the longitudinal direction of the blade over at least 60% of the length of the airfoil.
  • vanes wear during operation despite these measures.
  • high thermal and mechanical stress can occur that the guide vanes erode in such a way that particles detach, for example, from the coating system. These particles are transported by the hot gas through the flow channel and can impinge on vanes of subsequent turbine stages, whereby the struck blades are additionally exposed to a strong particle-induced erosion. Due to the centrifugal force acting in the hot gas and due to so-called horseshoe vortices generated by the vanes, the particles are accelerated radially outward and strike predominantly near the radially outer platform the suction sides of the vanes of subsequent turbine stages.
  • the invention is based on the idea of providing the guide vanes with greater protection in the area particularly subject to particle impact by forming additional film cooling bores.
  • the additional film cooling holes cause a denser cooling film in the region of the blade leaf in question, whereby impinging particles due to flow-mechanical reasons are prevented from impacting.
  • the airfoil body is cooled more strongly in the region in question, whereby its thermal stress remains below maximum permissible values even if the heat-insulating layer has been partially or completely removed by impacting particles.
  • the at least one long arrangement can be over at least 80% and preferably over the entire Length of the airfoil extend.
  • Such vanes are installed in many common gas turbines.
  • the at least one short arrangement extends over at most 30% and preferably over at most 20% of the length of the airfoil. This allows a better concentration of the additional film cooling on the platform-near region of the airfoil.
  • the film cooling bores of the at least one short arrangement can be offset relative to the film cooling bores of the at least one long arrangement in the longitudinal direction. Such offset of the film cooling holes can improve the fluidic barrier formed by the cooling film.
  • the distances between adjacent film cooling holes of an arrangement are identical over the entire length of the arrangement, wherein in particular the distances within the at least one short arrangement are greater than the distances within the at least one long arrangement.
  • This is a particularly easy to produce way to achieve the above offset between film cooling holes of the at least one short assembly and film cooling holes of the at least one long arrangement.
  • the short arrangements are arranged on the suction side of the airfoil. This allows greater protection to be focused on the most vulnerable area of the airfoil.
  • the maximum distance of the short arrays from the leading edge of the airfoil is in the range of 5% to 20% of the suction-side profile circumference between the leading edge and the trailing edge of the airfoil and is preferably 10% of this profile circumference. It has been shown that the particle-induced erosion is greatest in the immediate vicinity of the leading edge. Therefore, it may be sufficient to provide only the front fifth or a lesser portion of the suction side perimeter of the perimeter with short arrays of line-like film cooling holes.
  • the arrangements of film cooling holes starting from the leading edge of the blade in the direction of the trailing edge, are arranged one behind the other and at a distance from one another.
  • a plurality of long arrangements and / or a plurality of short arrangements are provided, wherein in particular the short arrangements are arranged between long arrangements and in particular short arrangements and long arrangements alternate.
  • This variant lends itself to the subsequent formation of short arrangements in vanes, which initially have several long arrangements.
  • the short arrangements can be placed in particular centrally between the long arrangements.
  • the lengths of the short arrangements advantageously decrease starting from the leading edge in the direction of the trailing edge, in particular in such a way that the short arrangements define a trapezoidal film cooling area. In this choice, it can be taken into account that particle-induced erosion takes place closer to the blade platform as the distance from the leading edge increases.
  • At least one film cooling hole in particular all the film cooling holes of the at least one short arrangement with respect to the vertical on the outer surface of the blade are in particular Tilt angle inclined.
  • the angle of inclination of the at least one film cooling bore differs from the angles of inclination of the film cooling holes of an adjacent long assembly.
  • This choice of tilt angles can further optimize the cooling film in the region in question with regard to its fluidic barrier effect.
  • the guide vane may be provided with a coating system comprising an adhesive layer (BC) and a thermal barrier coating (TBC), wherein the protective layer is applied to the airfoil and the thermal barrier coating adheres to the adhesive layer.
  • a coating system comprising an adhesive layer (BC) and a thermal barrier coating (TBC), wherein the protective layer is applied to the airfoil and the thermal barrier coating adheres to the adhesive layer.
  • the vane platform is inclined with respect to a plane perpendicular to the longitudinal direction of the airfoil. With such inclined blade platforms can form a conically widening in the flow direction of the hot gas flow channel.
  • a further blade platform can be connected to the blade opposite to the at least one blade platform. This further blade platform limits the flow channel on its radially inner side.
  • the present invention provides a turbomachine, in particular a gas turbine with a housing in which extends in an axial direction, a flow channel during the operation of the turbomachine flows through a hot gas, and a plurality of turbine stages, each comprising a arranged in the flow channel vane ring and are arranged in the axial direction behind each other and spaced from each other, wherein at least one turbine stage according to the invention comprises guide vanes.
  • the at least one turbine stage is arranged exclusively from the second position in the turbomachine. This follows from the fact that the blades of the first turbine stage can not be subject to particle-induced erosion because of their forward position.
  • the flow channel widens conically in the direction of flow of the hot gas, wherein the at least one turbine stage has vanes with inclined blade platforms and the inclined blade platforms of these vanes delimit the flow channel to the outside.
  • the conical widening of the flow channel in the flow direction of the hot gas represents a design feature to be found in many turbomachines.
  • vanes can also be made originally with long and short arrangements of line-like juxtaposed film cooling holes.
  • the at least one short arrangement is formed on the suction side of the airfoil. Especially the suction side is exposed to a particle-induced erosion.
  • film cooling holes of the at least one long array can be closed and / or cross-sectional areas of film cooling holes of the at least one long array can be reduced such that the sum of the cross-sectional areas of all the film cooling holes of the manufactured vane is at most 10% greater than the sum of Cross sectional areas of all film cooling holes of the provided guide vane and is preferably identical to this.
  • the present invention provides a method for refurbishing or producing a turbomachine having a plurality of turbine stages, in particular a gas turbine, in which guide vanes according to the invention are arranged exclusively from the second turbine stage in the gas turbine.
  • the guide vanes according to the invention are not required in the first turbine stage, since the guide vanes of this turbine stage are not subject to particle-induced erosion.
  • the FIG. 1 shows a guide blade 1 for a turbomachine, not shown, in particular gas turbine.
  • the vane 1 comprises a blade platform 2, which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position.
  • the guide vane 1 comprises an airfoil 3 which protrudes from the vane platform 2 and extends in a longitudinal direction L of the vane 1.
  • the airfoil 3 defines a leading edge 4 and a trailing edge 5 and a cavity 6 provided in its interior.
  • a plurality of film cooling holes 7 are arranged at a distance from each other, which connects the cavity 6 with the outside of the airfoil 3.
  • two long arrangements 8 of line-like film cooling holes 7 are provided, which extend from the blade platform 2 in the longitudinal direction L of the blade 3 over approximately 80% of the length of the blade 3.
  • a short arrangement 9 of line-like film cooling holes 7 is provided which extends from the blade platform 2 in the longitudinal direction L of the blade 3 over approximately 40% of the length of the blade 3.
  • the distance of the short assembly 9 from the leading edge 4 of the airfoil 3 is about 15% of the suction side profile circumference between the leading edge 4 and the trailing edge 5 of the airfoil.
  • Both the long arrays 8 and the short arrays 9 of film cooling holes 7 are arranged on the suction side 10 of the airfoil 3.
  • the long and short arrangements 8, 9 of film cooling holes 7 are arranged starting from the leading edge 4 of the blade 3 in the direction of the trailing edge 5 one behind the other and spaced from one another.
  • the short arrangement 9 is formed centrally between the two long arrangements 8, so that the long arrangements 8 and the short arrangement 9 are arranged alternately.
  • the distances between adjacent film cooling holes 7 are identical.
  • the distances within the short arrangement 9 are greater than the distances within the two long arrangements 8, so that the film cooling holes 7 of the short arrangement 9 are offset from the film cooling holes 7 of the two long arrangements 8.
  • the vane 1 is provided with a coating system (not shown) comprising an adhesive layer (Bond Coating BC) and a thermal barrier coating (TBC).
  • a coating system comprising an adhesive layer (Bond Coating BC) and a thermal barrier coating (TBC).
  • Bond Coating BC Ad Coating BC
  • TBC thermal barrier coating
  • the blade platform 2 is inclined to a plane perpendicular to the longitudinal direction L of the blade 3. Opposite the blade platform 2, a further blade platform 11 is connected to the blade 3.
  • the two blade platforms 2, 11 limit in the intended mounted state a flow channel of the turbomachine.
  • the turbomachine comprises a housing 12 in which a flow channel 13 extends in an axial direction. Furthermore, the turbomachine comprises a plurality of turbine stages 14, each of which comprises a guide vane ring 15 arranged in the flow channel 13 and arranged one behind the other in the axial direction A and at a distance from one another. Only the vane rings 15 from the second position in the turbomachine have inventive guide vanes 1 according to the first embodiment of the present invention. As a result of the inclined blade platform 2 of the guide vanes 1, which limit the flow channel 13 to the outside, the flow channel 13 widens conically in the flow direction of the hot gas.
  • the flow channel 13 is flowed through by a hot gas.
  • the guide vanes 1 are each traversed by a cooling fluid.
  • the cooling fluid flows from the cavity 8 through the film channel holes 7 on the outside 10 of the airfoil 3.
  • the effluent cooling fluid forms a cooling film that protects the outside 10 of the airfoil 3 from the flowing hot gas and reduces the thermal load on the airfoil 3 .
  • the additional film cooling holes 7 of the short assembly 9 cause a denser and stronger cooling film, so that particles that have detached from vanes 1 upstream turbine stages 14, are prevented from being impacted on the suction side 10 of the airfoil 3 or previously at least braked so that the damage caused to the coating system of the vane 1 is relatively small.
  • the short assembly 9 is arranged in this particularly affected area of the airfoil 3.
  • FIGS. 2 and 3 shows the airfoil 3 of a vane 1 according to a second embodiment of the present invention. It has the same basic structure as the one in FIG. 1 shown guide vane 1 according to the first embodiment. Deviating from this, a plurality of long arrangements and a plurality of short arrangements are provided on the suction side 10 of the airfoil 3, which are arranged alternately. In this case, the lengths of the short arrangements 9, starting from the leading edge 4 in the direction of the trailing edge 5, decrease such that the short arrangements 9 define a trapezoidal film cooling area. Another difference is that the distances between film cooling holes 7 within the short assembly 9 are as large as the distances of the film cooling holes 7 of the long assemblies. 8
  • FIG. 4 shows a vane 1 according to a third embodiment of the present invention. It has the same basic structure as the one in FIG. 1 Deviating from the distances between film cooling holes 7 within the short assembly 9 are as large as the distances of the film cooling holes 7 within the two long arrangements 8. Accordingly, the film cooling holes 7 of the short assembly 9 are not opposite the film cooling holes 7 of the two long arrangements 8 arranged offset in the longitudinal direction L of the airfoil 3. In addition, the long assemblies 8 extend over only about 60% of the length of the airfoil 3.
  • FIG. 5 finally shows a vane 1 according to a fourth embodiment of the present invention.
  • the guide vane 1 corresponds in terms of their basic structure of in FIG. 1
  • the film cooling holes 7 of both the long assemblies 8 and the short assemblies 9 are inclined relative to the vertical to the outer surface 10 of the airfoil 3 by certain inclination angle.
  • the angles of inclination within an arrangement 8, 9 are essentially identical, while the angles of inclination between long arrangements 8 and short arrangements 9 are different, so that the cooling fluid in each case flows out of the cooling fluid bores 7 in opposite directions.
  • the protective effect of the cooling fluid film on the outside 10 of the airfoil 3 can be enhanced in the area particularly affected by the particle-induced erosion.
  • a guide blade 1 having the features described above is provided, but without short arrangements 9 of film cooling holes.
  • film cooling holes 7 of the at least one long arrangement 8 can be closed.
  • the cross-sectional areas of film cooling holes 7 of the at least one long assembly 9 can be reduced. In this way it is achieved that the sum of the cross-sectional areas of all film cooling holes 7 of the manufactured vane 1 is at most 10% greater than the sum of the cross-sectional areas of all film cooling holes 7 of the provided guide vane and ideally identical to this.
  • guide vanes according to the invention are arranged exclusively from the second turbine stage in the gas turbine. This is associated with a longer life of the affected by a particle-induced erosion vanes 1, which allows longer maintenance intervals of the turbomachine. If the cooling fluid flow through the guide vanes 1 at least does not increase significantly compared with the cooling fluid flow through conventional guide vanes, the guide vanes 1 according to the invention can readily be installed, in particular without having to make changes in the cooling fluid circuit of the turbomachine.

Landscapes

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

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Leitschaufel (1) mit zumindest einer Schaufelplattform (2), die im bestimmungsgemäß montierten Zustand an einer radial äußeren Position angeordnet ist, und einem von der zumindest einen Schaufelplattform (2) abragenden und sich in einer Längsrichtung (L) der Leitschaufel (1) erstreckenden Schaufelblatt (3), das eine Anströmkante (4) und ein Abströmkante (5) definiert und in dessen Innerem ein Hohlraum (6) vorgesehen ist, der durch eine Mehrzahl von in dem Schaufelblatt (3) ausgebildeten und zueinander beabstandet angeordneten Filmkühlbohrungen (7) mit der Außenseite des Schaufelblattes (3) verbunden ist, wobei im Bereich der Anströmkante (4) des Schaufelblattes (3) wenigstens eine lange Anordnung (8) von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen (7) vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform (3) in der Längsrichtung (L) des Schaufelblattes (3) über mindestens 60% der Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt, wobei wenigstens eine kurze Anordnung (9) von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen (7) vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform (3) in der Längsrichtung (L) des Schaufelblattes (3) über höchstens 40% der Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt.The invention relates to a stator blade (1) with at least one blade platform (2), which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position, and one of the at least one blade platform (2) projecting and in a longitudinal direction (L) of the guide vane (1) extending airfoil (3), which defines a leading edge (4) and a trailing edge (5) and in the interior of which a cavity (6) is provided, which is formed by a plurality of in the airfoil (3) and spaced apart Film cooling holes (7) with the outside of the airfoil (3) is connected, wherein in the region of the leading edge (4) of the airfoil (3) at least one long arrangement (8) of line-like juxtaposed film cooling holes (7) is provided, starting from the blade platform (3) in the longitudinal direction (L) of the airfoil (3) extends over at least 60% of the length of the airfoil (3), Weni at least a short arrangement (9) of line-like lined cooling holes (7) is provided extending from the blade platform (3) in the longitudinal direction (L) of the blade (3) over at most 40% of the length of the airfoil (3) ,

Description

Die Erfindung betrifft eine Leitschaufel mit zumindest einer Schaufelplattform, die im bestimmungsgemäß montierten Zustand an einer radial äußeren Position angeordnet ist, und einem von der zumindest einen Schaufelplattform abragenden und sich in einer Längsrichtung der Leitschaufel erstreckenden Schaufelblatt, das eine Anströmkante und ein Abströmkante definiert und in dessen Innerem ein Hohlraum vorgesehen ist, der durch eine Mehrzahl von in dem Schaufelblatt ausgebildeten und zueinander beabstandet angeordneten Filmkühlbohrungen mit der Außenseite des Schaufelblattes verbunden ist, wobei im Bereich der Anströmkante des Schaufelblattes wenigstens eine lange Anordnung von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform in der Längsrichtung des Schaufelblattes über mindestens 60% der Länge des Schaufelblattes erstreckt. Ferner betrifft die Erfindung ein Verfahren zum Herstellen einer solchen Leitschaufel. Weiterhin betrifft die Erfindung eine Strömungsmaschine, insbesondere eine Gasturbine, mit solchen Leitschaufeln sowie ein Verfahren zum Sanieren oder Herstellen einer Strömungsmaschine unter Verwendung solcher Leitschaufeln.The invention relates to a guide vane with at least one vane platform, which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position, and extending from the at least one blade platform and extending in a longitudinal direction of the vane blade which defines a leading edge and a trailing edge and in the interior of which is provided a cavity which is connected to the outside of the airfoil by a plurality of film cooling holes formed in the airfoil and spaced from each other, at least one long array of film cooling holes lined up in a row being provided in the region of the leading edge of the airfoil extending from the blade platform in the longitudinal direction of the airfoil over at least 60% of the length of the airfoil. Furthermore, the invention relates to a method for producing such a guide vane. Furthermore, the invention relates to a turbomachine, in particular a gas turbine, with such guide vanes and a method for refurbishing or producing a turbomachine using such guide vanes.

Derartige Leitschaufeln sind im Stand der Technik in unterschiedlichen Ausgestaltungen bekannt und dienen in Strömungsmaschinen, insbesondere Gasturbinen dazu, die Strömung eines expandierenden Heißgases zu lenken. Üblicherweise umfasst eine Leitschaufel zumindest eine Schaufelplattform, die im bestimmungsgemäß montierten Zustand an einer radial äußeren Position angeordnet ist. Weiterhin umfasst eine solche Leitschaufel ein Schaufelblatt, das von der zumindest einen Schaufelplattform abragt und sich in einer Längsrichtung der Leitschaufel erstreckt. Das Schaufelblatt definiert eine Anströmkante und eine Abströmkante.Such guide vanes are known in the prior art in different configurations and are used in turbomachines, in particular gas turbines to direct the flow of an expanding hot gas. Usually, a guide vane comprises at least one vane platform, which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position. Farther For example, such a vane includes an airfoil that protrudes from the at least one vane platform and extends in a longitudinal direction of the vane. The airfoil defines a leading edge and a trailing edge.

Bekannte Strömungsmaschinen wie beispielsweise Gasturbinen umfassen ein Gehäuse, in dem sich in einer axialen Richtung ein Strömungskanal erstreckt. Der Strömungskanal wird während des Betriebs der Strömungsmaschine von einem Heißgas durchströmt. In dem Strömungskanal ist eine Mehrzahl von Turbinenstufen in der axialen Richtung hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet. Jede Turbinenstufe umfasst einen mit dem Gehäuse verbundenen Leitschaufelkranz (Stator) und einen mit einem zentral gelagerten und das Gehäuse in der axialen Richtung durchsetzenden Zuganker verbundenen Laufschaufelkranz (Rotor).Known turbomachines, such as gas turbines, include a housing in which a flow passage extends in an axial direction. The flow channel is flowed through during the operation of the turbomachine by a hot gas. In the flow passage, a plurality of turbine stages are arranged one behind the other in the axial direction and spaced from each other. Each turbine stage includes a stator vane ring (stator) connected to the housing and a rotor blade (rotor) connected to a centrally mounted tie rod passing through the housing in the axial direction.

Während des Betriebs der Strömungsmaschine wird das den Strömungskanal durchströmende expandierende Heißgas von den Leitschaufeln derart umgelenkt, dass die dahinter angeordneten Laufschaufeln mit optimal angeströmt werden. Infolge des dadurch erzeugten Drehmoments wird der Rotor in Rotation versetzt. Die Rotationsenergie kann beispielsweise mittels eines Generators in elektrische Energie umgewandelt werden.During operation of the turbomachine, the expanding hot gas flowing through the flow channel is deflected by the guide vanes in such a way that the blades arranged behind are flown in optimally. As a result of the torque generated thereby, the rotor is set in rotation. The rotational energy can be converted for example by means of a generator into electrical energy.

Der thermodynamische Wirkungsgrad von Gasturbinen ist umso höher, je höher die Eintrittstemperatur des Heißgases in die Gasturbine ist. Der Höhe der Eintrittstemperatur sind jedoch Grenzen unter anderem durch die thermische Belastbarkeit der Leitschaufeln gesetzt. Dementsprechend besteht eine Zielsetzung darin, Leitschaufeln zu schaffen, die auch bei sehr hohen thermischen Belastungen eine für den Betrieb der Gasturbine ausreichende mechanische Beständigkeit besitzen. Hierzu werden Leitschaufeln mit aufwendigen Beschichtungssystemen versehen. Zur weiteren Erhöhung der zulässigen Eintrittstemperatur werden Leitschaufeln während des Betriebs der Gasturbine gekühlt. Dazu sind in ihrem Inneren Hohlräume ausgebildet, die von einem Kühlfluid durchströmt werden. Gängige Kühlverfahren sind beispielsweise die Prallkühlung, bei der das Kühlfluid derart geführt wird, dass es von innen auf die Wandung des Schaufelblatts prallt, oder die Filmkühlung, bei der das Kühlfluid an der Außenseite des Schaufelblatts einen Kühlfilm bildet.The higher the inlet temperature of the hot gas into the gas turbine, the higher the thermodynamic efficiency of gas turbines. The height of the inlet temperature, however, limits set, inter alia, by the thermal load capacity of the vanes. Accordingly, it is an object to provide vanes that have sufficient mechanical stability for the operation of the gas turbine even at very high thermal loads. For this purpose, vanes are provided with elaborate coating systems. To further Increasing the allowable inlet temperature, guide vanes are cooled during operation of the gas turbine. For this purpose, cavities are formed in their interior, which are flowed through by a cooling fluid. Common cooling methods are, for example, the impingement cooling, in which the cooling fluid is guided so that it impinges on the wall of the blade from the inside, or the film cooling, in which the cooling fluid forms a cooling film on the outside of the blade.

Dazu verbindet eine Mehrzahl von in dem Schaufelblatt ausgebildeten und zu einander beabstandet angeordneten Filmkühlbohrungen den Hohlraum mit der Außenseite des Schaufelblatts. Üblicherweise ist im Bereich der Anströmkante des Schaufelblatts wenigstens eine lange Anordnung von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen vorgesehen, die sich ausgehend von der Schaufelplattform in der Längsrichtung des Schaufelblatts über mindestens 60 % der Länge des Schaufelblattes erstreckt.To this end, a plurality of film cooling holes formed in the airfoil and spaced apart connect the cavity to the outside of the airfoil. Usually, in the region of the leading edge of the blade, at least one long arrangement of line-like film cooling holes is provided which extends from the blade platform in the longitudinal direction of the blade over at least 60% of the length of the airfoil.

Es hat sich allerdings gezeigt, dass die Leitschaufeln während des Betriebs trotz dieser Maßnahmen verschleißen. Beispielsweise können derart hohe thermische und mechanische Belastung auftreten, dass die Leitschaufeln derart erodieren, dass sich Partikel beispielsweise aus dem Beschichtungssystem lösen. Diese Partikel werden von dem Heißgas durch den Strömungskanal transportiert und können auf Leitschaufeln nachfolgender Turbinenstufen aufprallen, wodurch die getroffenen Leitschaufeln zusätzlich einer starken partikelinduzierten Erosion ausgesetzt sind. Infolge der in dem Heißgas wirkenden Zentrifugalkraft und infolge sogenannter von den Leitschaufeln erzeugter Hufeisenwirbel werden die Partikel radial auswärts beschleunigt und treffen überwiegend nahe der radial äußeren Plattform auf die Saugseiten der Leitschaufeln nachfolgender Turbinenstufen.However, it has been shown that the vanes wear during operation despite these measures. For example, such high thermal and mechanical stress can occur that the guide vanes erode in such a way that particles detach, for example, from the coating system. These particles are transported by the hot gas through the flow channel and can impinge on vanes of subsequent turbine stages, whereby the struck blades are additionally exposed to a strong particle-induced erosion. Due to the centrifugal force acting in the hot gas and due to so-called horseshoe vortices generated by the vanes, the particles are accelerated radially outward and strike predominantly near the radially outer platform the suction sides of the vanes of subsequent turbine stages.

Wegen des Verschleißes in diesem plattformnahen und anströmkantennahen Bereich auf der Saugseite der Leitschaufeln kann sich die Standzeit der Leitschaufeln in hohem Maße verringern, was entsprechend kürzere Wartungsintervalle der Gasturbine erzwingt und entsprechend häufigere Sanierungen beziehungsweise Ersetzungen defekter Leitschaufeln erfordert.Because of the wear in this near-platform and near-edge region on the suction side of the vanes, the service life of the vanes can be greatly reduced, which accordingly forces shorter maintenance intervals of the gas turbine and requires correspondingly more frequent refurbishment or replacement of defective vanes.

Ausgehend von diesem Stand der Technik ist es eine Aufgabe der vorliegenden Erfindung, eine Leitschaufel der eingangs genannten Art zu schaffen, die ihre spezifizierte Lebensdauer erreicht.Based on this prior art, it is an object of the present invention to provide a vane of the type mentioned, which reaches its specified life.

Diese Aufgabe wird für eine Leitschaufel der eingangs genannten Art dadurch gelöst, dass wenigstens eine kurze Anordnung von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform in der Längsrichtung des Schaufelblattes über höchstens 40% der Länge des Schaufelblattes erstreckt.This object is achieved for a guide blade of the type mentioned in that at least a short arrangement of line-like lined film cooling holes is provided, which extends from the blade platform in the longitudinal direction of the airfoil over at most 40% of the length of the airfoil.

Der Erfindung liegt die Idee zugrunde, die Leitschaufeln in dem durch Partikelaufprall besonders belasteten Bereich durch Ausbilden zusätzlicher Filmkühlbohrungen mit einem stärkeren Schutz zu versehen. Zum einen bewirken die zusätzlichen Filmkühlbohrungen einen dichteren Kühlfilm in dem fraglichen Bereich des Schaufelblatts, wodurch aus strömungsmechanischen Gründen anströmende Partikel an einem Aufprall gehindert sind. Zum anderen wird der Schaufelblattkörper in dem fraglichen Bereich stärker gekühlt, wodurch seine thermische Beanspruchung auch dann noch unterhalb maximal zulässiger Werte bleibt, wenn die Wärmedämmschicht durch aufprallende Partikel teilweise oder vollständig abgetragen wurde.The invention is based on the idea of providing the guide vanes with greater protection in the area particularly subject to particle impact by forming additional film cooling bores. On the one hand, the additional film cooling holes cause a denser cooling film in the region of the blade leaf in question, whereby impinging particles due to flow-mechanical reasons are prevented from impacting. On the other hand, the airfoil body is cooled more strongly in the region in question, whereby its thermal stress remains below maximum permissible values even if the heat-insulating layer has been partially or completely removed by impacting particles.

In bekannter Weise kann sich die wenigstens eine lange Anordnung über mindestens 80 % und bevorzugt über die gesamte Länge des Schaufelblattes erstrecken. Derartige Leitschaufeln sind in vielen gängigen Gasturbinen verbaut.In a known manner, the at least one long arrangement can be over at least 80% and preferably over the entire Length of the airfoil extend. Such vanes are installed in many common gas turbines.

Gemäß einer Weiterentwicklung erstreckt sich die wenigstens eine kurze Anordnung über höchstens 30 % und bevorzugt über höchstens 20 % der Länge des Schaufelblattes. Dies erlaubt eine bessere Konzentration der zusätzlichen Filmkühlung auf den plattformnahen Bereich des Schaufelblattes.According to a further development, the at least one short arrangement extends over at most 30% and preferably over at most 20% of the length of the airfoil. This allows a better concentration of the additional film cooling on the platform-near region of the airfoil.

Dabei können die Filmkühlbohrungen der wenigstens einen kurzen Anordnung gegenüber den Filmkühlbohrungen der wenigstens einen langen Anordnung in der Längsrichtung versetzt angeordnet sein. Ein solcher Versatz der Filmkühlbohrungen kann die durch den Kühlfilm gebildete strömungsmechanische Barriere verbessern.In this case, the film cooling bores of the at least one short arrangement can be offset relative to the film cooling bores of the at least one long arrangement in the longitudinal direction. Such offset of the film cooling holes can improve the fluidic barrier formed by the cooling film.

Vorteilhaft sind die Abstände zwischen benachbarten Filmkühlbohrungen einer Anordnung über die gesamte Länge der Anordnung identisch, wobei insbesondere die Abstände innerhalb der wenigstens einen kurzen Anordnung größer sind, als die Abstände innerhalb der wenigstens einen langen Anordnung. Dies ist eine besonders einfach herstellbare Möglichkeit, den oben genannten Versatz zwischen Filmkühlbohrungen der wenigstens einen kurzen Anordnung und Filmkühlbohrungen der wenigstens einen langen Anordnung zu erreichen.Advantageously, the distances between adjacent film cooling holes of an arrangement are identical over the entire length of the arrangement, wherein in particular the distances within the at least one short arrangement are greater than the distances within the at least one long arrangement. This is a particularly easy to produce way to achieve the above offset between film cooling holes of the at least one short assembly and film cooling holes of the at least one long arrangement.

Bevorzugt sind die kurzen Anordnungen auf der Saugseite des Schaufelblattes angeordnet. Damit lässt sich der stärkere Schutz auf den besonders gefährdeten Bereich des Schaufelblatts konzentrieren.Preferably, the short arrangements are arranged on the suction side of the airfoil. This allows greater protection to be focused on the most vulnerable area of the airfoil.

Vorteilhaft liegt der maximale Abstand der kurzen Anordnungen von der Anströmkante des Schaufelblattes im Bereich von 5 % bis 20 % des saugseitigen Profilumfangs zwischen der Anströmkante und der Abströmkante des Schaufelblatts und beträgt bevorzugt 10 % dieses Profilumfangs. Es hat sich gezeigt, dass die partikelinduzierte Erosion in unmittelbarer Nähe der Anströmkante am größten ist. Deshalb kann es ausreichend sein, nur das vordere Fünftel oder einen geringeren Teil des saugseitigen Profilumfangs mit kurzen Anordnungen linienartig aufgereihter Filmkühlbohrungen zu versehen.Advantageously, the maximum distance of the short arrays from the leading edge of the airfoil is in the range of 5% to 20% of the suction-side profile circumference between the leading edge and the trailing edge of the airfoil and is preferably 10% of this profile circumference. It has been shown that the particle-induced erosion is greatest in the immediate vicinity of the leading edge. Therefore, it may be sufficient to provide only the front fifth or a lesser portion of the suction side perimeter of the perimeter with short arrays of line-like film cooling holes.

Gemäß einer Ausführungsform sind die Anordnungen von Filmkühlbohrungen ausgehend von der Anströmkante des Schaufelblatts in Richtung der Abströmkante hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet.According to one embodiment, the arrangements of film cooling holes, starting from the leading edge of the blade in the direction of the trailing edge, are arranged one behind the other and at a distance from one another.

Bevorzugt sind mehrere lange Anordnungen und/oder mehrere kurze Anordnungen vorgesehen, wobei insbesondere die kurzen Anordnungen zwischen langen Anordnungen angeordnet sind und sich insbesondere kurze Anordnungen und lange Anordnungen abwechseln. Diese Variante bietet sich für das nachträgliche Ausbilden kurzer Anordnungen in Leitschaufeln an, die ursprünglich mehrere lange Anordnungen aufweisen. Dabei können die kurzen Anordnungen insbesondere mittig zwischen den langen Anordnungen platziert sein.Preferably, a plurality of long arrangements and / or a plurality of short arrangements are provided, wherein in particular the short arrangements are arranged between long arrangements and in particular short arrangements and long arrangements alternate. This variant lends itself to the subsequent formation of short arrangements in vanes, which initially have several long arrangements. In this case, the short arrangements can be placed in particular centrally between the long arrangements.

Vorteilhaft nehmen die Längen der kurzen Anordnungen ausgehend von der Anströmkante in Richtung der Abströmkante ab, insbesondere derart, dass die kurzen Anordnungen einen trapezförmigen Filmkühlungsbereich definieren. Bei dieser Wahl kann berücksichtigt werden, dass die partikelinduzierte Erosion mit zunehmendem Abstand von der Anströmkante näher an der Schaufelplattform erfolgt.The lengths of the short arrangements advantageously decrease starting from the leading edge in the direction of the trailing edge, in particular in such a way that the short arrangements define a trapezoidal film cooling area. In this choice, it can be taken into account that particle-induced erosion takes place closer to the blade platform as the distance from the leading edge increases.

Gemäß einer Weiterentwicklung ist wenigstens eine Filmkühlbohrung, sind insbesondere alle Filmkühlbohrungen der wenigstens einen kurzen Anordnung gegenüber der Senkrechten auf die Außenfläche des Schaufelblatts um bestimmte Neigungswinkel geneigt. Dadurch kann die strömungstechnische Barriere des Kühlfilms weiter verstärkt werden.According to a further development, at least one film cooling hole, in particular all the film cooling holes of the at least one short arrangement with respect to the vertical on the outer surface of the blade are in particular Tilt angle inclined. As a result, the fluidic barrier of the cooling film can be further reinforced.

Bevorzugt unterscheidet sich der Neigungswinkel der wenigstens einen Filmkühlbohrung, insbesondere aller Filmkühlbohrungen der wenigstens einen kurzen Anordnung von den Neigungswinkeln der Filmkühlbohrungen einer benachbarten langen Anordnung. Diese Wahl der Neigungswinkel kann den Kühlfilm in dem fraglichen Bereich hinsichtlich seiner strömungsmechanischen Barrierewirkung weiter optimieren.Preferably, the angle of inclination of the at least one film cooling bore, in particular all film cooling holes of the at least one short arrangement, differs from the angles of inclination of the film cooling holes of an adjacent long assembly. This choice of tilt angles can further optimize the cooling film in the region in question with regard to its fluidic barrier effect.

In an sich bekannter Weise kann die Leitschaufel mit einem Beschichtungssystem versehen sein, das eine Haftschicht (BC) und eine Wärmedämmschicht (TBC) umfasst, wobei die Schutzschicht auf das Schaufelblatt aufgetragen ist und die Wärmedämmschicht an der Haftschicht haftet. Beschichtungssysteme mit diesen beiden Komponenten sind weit verbreitet und haben sich bewährt.In known manner, the guide vane may be provided with a coating system comprising an adhesive layer (BC) and a thermal barrier coating (TBC), wherein the protective layer is applied to the airfoil and the thermal barrier coating adheres to the adhesive layer. Coating systems with these two components are widely used and proven.

Gemäß einer Alternative einer erfindungsgemäßen Leitschaufel ist die Schaufelplattform gegenüber einer zu der Längsrichtung des Schaufelblattes senkrechten Ebene geneigt. Mit derartig geneigten Schaufelplattformen lässt sich ein sich in der Strömungsrichtung des Heißgases konisch aufweitender Strömungskanal ausbilden.According to an alternative to a guide vane according to the invention, the vane platform is inclined with respect to a plane perpendicular to the longitudinal direction of the airfoil. With such inclined blade platforms can form a conically widening in the flow direction of the hot gas flow channel.

In an sich bekannter Weise kann gegenüberliegend zu der zumindest einen Schaufelplattform eine weitere Schaufelplattform mit dem Schaufelblatt verbunden sein. Diese weitere Schaufelplattform begrenzt den Strömungskanal an seiner radial inneren Seite.In a manner known per se, a further blade platform can be connected to the blade opposite to the at least one blade platform. This further blade platform limits the flow channel on its radially inner side.

Ferner schafft die vorliegende Erfindung eine Strömungsmaschine, insbesondere eine Gasturbine mit einem Gehäuse, in dem sich in einer axialen Richtung ein Strömungskanal erstreckt, der während des Betriebs der Strömungsmaschine von einem Heißgas durchströmt wird, und einer Mehrzahl von Turbinenstufen, die jeweils einen in dem Strömungskanal angeordneten Leitschaufelkranz umfassen und in der axialen Richtung hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet sind, wobei wenigstens eine Turbinenstufe erfindungsgemäße Leitschaufeln aufweist.Furthermore, the present invention provides a turbomachine, in particular a gas turbine with a housing in which extends in an axial direction, a flow channel during the operation of the turbomachine flows through a hot gas, and a plurality of turbine stages, each comprising a arranged in the flow channel vane ring and are arranged in the axial direction behind each other and spaced from each other, wherein at least one turbine stage according to the invention comprises guide vanes.

Bevorzugt ist die wenigstens eine Turbinenstufe ausschließlich ab der zweiten Position in der Strömungsmaschine angeordnet. Dies folgt daraus, dass die Leitschaufeln der ersten Turbinenstufe wegen ihrer vorderen Position keiner partikelinduzierten Erosion ausgesetzt sein können.Preferably, the at least one turbine stage is arranged exclusively from the second position in the turbomachine. This follows from the fact that the blades of the first turbine stage can not be subject to particle-induced erosion because of their forward position.

Gemäß einer Weiterbildung weitet sich der Strömungskanal in der Strömungsrichtung des Heißgases konisch auf, wobei die wenigstens eine Turbinenstufe Leitschaufeln mit geneigten Schaufelplattformen aufweist und die geneigten Schaufelplattformen dieser Leitschaufeln den Strömungskanal nach außen begrenzen. Die konische Aufweitung des Strömungskanals in der Strömungsrichtung des Heißgases stellt ein bei vielen Strömungsmaschinen vorzufindendes Konstruktionsmerkmal dar.According to a development, the flow channel widens conically in the direction of flow of the hot gas, wherein the at least one turbine stage has vanes with inclined blade platforms and the inclined blade platforms of these vanes delimit the flow channel to the outside. The conical widening of the flow channel in the flow direction of the hot gas represents a design feature to be found in many turbomachines.

Weiterhin schafft die vorliegende Erfindung ein Verfahren zum Herstellen einer erfindungsgemäßen Leitschaufel, umfassend die Schritte:

  • Bereitstellen einer Leitschaufel mit zumindest einer Schaufelplattform, die im bestimmungsgemäß montierten Zustand an einer radial äußeren Position angeordnet ist, und einem von der zumindest einen Schaufelplattform abragenden und sich in einer Längsrichtung der Leitschaufel erstreckenden Schaufelblatt, das eine Anströmkante und ein Abströmkante definiert und in dessen Innerem ein Hohlraum vorgesehen ist, der durch eine Mehrzahl von in dem Schaufelblatt ausgebildeten und zueinander beabstandet angeordneten Filmkühlbohrungen mit der Außenseite des Schaufelblattes verbunden ist, wobei im Bereich der Anströmkante des Schaufelblattes wenigstens eine lange Anordnung von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform in der Längsrichtung des Schaufelblattes über mindestens 60% der Länge des Schaufelblattes erstreckt; und
  • Ausbilden wenigstens einer kurzen Anordnung von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen, die sich ausgehend von der Schaufelplattform in der Längsrichtung des Schaufelblattes über höchstens 40% der Länge des Schaufelblattes erstreckt.
Furthermore, the present invention provides a method for producing a guide vane according to the invention, comprising the steps:
  • Providing a vane having at least one vane platform disposed in a normally mounted state at a radially outer position and an airfoil projecting from the at least one vane platform and extending in a longitudinal direction of the vane defining a leading edge and a trailing edge and inside thereof a cavity is provided which is spaced apart by a plurality of and formed in the airfoil arranged film cooling holes is connected to the outside of the airfoil, wherein in the leading edge of the airfoil at least a long array of line-like lined film cooling holes is provided extending from the blade platform in the longitudinal direction of the airfoil over at least 60% of the length of the airfoil; and
  • Forming at least a short array of line-like film cooling holes extending from the blade platform in the longitudinal direction of the airfoil over at most 40% of the length of the airfoil.

Dieses Verfahren beschreibt das nachträgliche Vorsehen kurzer Anordnungen von linienartig aneinander gereihter Filmkühlbohrungen. Selbstverständlich können Leitschaufeln auch ursprünglich mit langen und kurzen Anordnungen von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen hergestellt werden.This method describes the subsequent provision of short arrays of line-like film cooling holes. Of course, vanes can also be made originally with long and short arrangements of line-like juxtaposed film cooling holes.

Bevorzugt wird die wenigstens eine kurze Anordnung auf der Saugseite des Schaufelblattes ausgebildet. Vor allem die Saugseite ist einer partikelinduzierten Erosion ausgesetzt.Preferably, the at least one short arrangement is formed on the suction side of the airfoil. Especially the suction side is exposed to a particle-induced erosion.

Bei der nachträglichen Ausbildung kurzer Anordnungen von Filmkühlbohrungen können Filmkühlbohrungen der wenigstens einen langen Anordnung verschlossen werden und/oder Querschnittsflächen von Filmkühlbohrungen der wenigstens einen langen Anordnung derart verringert werden, dass die Summe der Querschnittsflächen sämtlicher Filmkühlbohrungen der hergestellten Leitschaufel höchstens 10 % größer als die Summe der Querschnittsflächen sämtlicher Filmkühlbohrungen der bereitgestellten Leitschaufel ist und bevorzugt mit dieser identisch ist. Durch diese Maßnahme wird sichergestellt, dass der Kühlfluidstrom durch die Leitschaufel infolge der zusätzlichen kurzen Anordnungen nicht wesentlich zunimmt, so dass weitere Änderungen betreffend den Kühlfluidkreislauf in der Strömungsmaschine nicht erforderlich sind.In the retrofitting of short arrays of film cooling holes, film cooling holes of the at least one long array can be closed and / or cross-sectional areas of film cooling holes of the at least one long array can be reduced such that the sum of the cross-sectional areas of all the film cooling holes of the manufactured vane is at most 10% greater than the sum of Cross sectional areas of all film cooling holes of the provided guide vane and is preferably identical to this. By this measure ensures that the cooling fluid flow through the vane due to the additional short arrangements does not increase significantly, so that further changes in the cooling fluid circuit in the turbomachine are not required.

Schließlich schafft die vorliegende Erfindung ein Verfahren zum Sanieren oder Herstellen einer Strömungsmaschine mit einer Mehrzahl von Turbinenstufen, insbesondere einer Gasturbine, bei dem erfindungsgemäße Leitschaufeln ausschließlich ab der zweiten Turbinenstufe in der Gasturbine angeordnet werden. Die erfindungsgemäßen Leitschaufeln werden in der ersten Turbinenstufe nicht benötigt, da die Leitschaufel dieser Turbinenstufe keiner partikelinduzierten Erosion ausgesetzt sind.Finally, the present invention provides a method for refurbishing or producing a turbomachine having a plurality of turbine stages, in particular a gas turbine, in which guide vanes according to the invention are arranged exclusively from the second turbine stage in the gas turbine. The guide vanes according to the invention are not required in the first turbine stage, since the guide vanes of this turbine stage are not subject to particle-induced erosion.

Weitere Merkmale und Vorteile der vorliegenden Erfindung werden anhand einer Ausführungsform einer erfindungsgemäßen Leitschaufel unter Bezugnahme auf die beiliegende Zeichnung deutlich. Darin ist

Figur 1
eine Seitenansicht einer Leitschaufel gemäß einer ersten Ausführungsform von der Saugseite;
Figur 2
eine Seitenansicht einer Leitschaufel gemäß einer zweiten Ausführungsform von der Saugseite;
Figur 3
eine Querschnittsansicht der in Figur 2 dargestellten Leitschaufel von einer radial äußeren Position entlang der in Figur 2 mit dem Bezugszeichen III bezeichneten Linie;
Figur 4
eine vergrößerte Seitenansicht einer Leitschaufel gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung entsprechend dem in Figur 1 mit dem Bezugszeichen IV bezeichneten Ausschnitts;
Figur 5
eine Seitenansicht einer Leitschaufel gemäß einer vierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung; und
Figur 6
eine teilweise schematische Querschnittsansicht einer Strömungsmaschine gemäß einer Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.
Further features and advantages of the present invention will become apparent from an embodiment of a guide vane according to the invention with reference to the accompanying drawings. That's it
FIG. 1
a side view of a guide vane according to a first embodiment of the suction side;
FIG. 2
a side view of a guide vane according to a second embodiment of the suction side;
FIG. 3
a cross-sectional view of in FIG. 2 shown guide vane from a radially outer position along the in FIG. 2 designated by the reference numeral III line;
FIG. 4
an enlarged side view of a vane according to a third embodiment of the present invention according to the section indicated in Figure 1 by the reference numeral IV;
FIG. 5
a side view of a vane according to a fourth embodiment of the present invention; and
FIG. 6
a partially schematic cross-sectional view of a turbomachine according to an embodiment of the present invention.

Die Figur 1 zeigt eine Leitschaufel 1 für eine nicht dargestellte Strömungsmaschine, insbesondere Gasturbine. Die Leitschaufel 1 umfasst eine Schaufelplattform 2, die im bestimmungsgemäß montierten Zustand an einer radial äußeren Position angeordnet. Ferner umfasst die Leitschaufel 1 ein Schaufelblatt 3, das von der Schaufelplattform 2 abragt und sich in einer Längsrichtung L der Leitschaufel 1 erstreckt.The FIG. 1 shows a guide blade 1 for a turbomachine, not shown, in particular gas turbine. The vane 1 comprises a blade platform 2, which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position. Furthermore, the guide vane 1 comprises an airfoil 3 which protrudes from the vane platform 2 and extends in a longitudinal direction L of the vane 1.

Das Schaufelblatt 3 definiert eine Anströmkante 4 und eine Abströmkante 5 sowie einen in seinem Inneren vorgesehenen Hohlraum 6. In dem Schaufelblatt 3 ist eine Mehrzahl von Filmkühlbohrungen 7 zueinander beabstandet angeordnet, die den Hohlraum 6 mit der Außenseite des Schaufelblatts 3 verbindet. Dabei sind im Bereich der Anströmkante 4 zwei lange Anordnungen 8 von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen 7 vorgesehen, die sich ausgehend von der Schaufelplattform 2 in der Längsrichtung L des Schaufelblatts 3 über etwa 80 % der Länge des Schaufelblattes 3 erstrecken. Ferner ist im Bereich der Anströmkante 4 eine kurze Anordnung 9 von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen 7 vorgesehen, die sich ausgehend von der Schaufelplattform 2 in der Längsrichtung L des Schaufelblatts 3 über etwa 40 % der Länge des Schaufelblatts 3 erstreckt. Der Abstand der kurzen Anordnung 9 von der Anströmkante 4 des Schaufelblatts 3 beträgt ca. 15 % des saugseitigen Profilumfangs zwischen der Anströmkante 4 und der Abströmkante 5 des Schaufelblatts 3.The airfoil 3 defines a leading edge 4 and a trailing edge 5 and a cavity 6 provided in its interior. In the airfoil 3, a plurality of film cooling holes 7 are arranged at a distance from each other, which connects the cavity 6 with the outside of the airfoil 3. In the region of the leading edge 4, two long arrangements 8 of line-like film cooling holes 7 are provided, which extend from the blade platform 2 in the longitudinal direction L of the blade 3 over approximately 80% of the length of the blade 3. Furthermore, in the region of the leading edge 4, a short arrangement 9 of line-like film cooling holes 7 is provided which extends from the blade platform 2 in the longitudinal direction L of the blade 3 over approximately 40% of the length of the blade 3. The distance of the short assembly 9 from the leading edge 4 of the airfoil 3 is about 15% of the suction side profile circumference between the leading edge 4 and the trailing edge 5 of the airfoil. 3

Sowohl die langen Anordnungen 8 als auch die kurzen Anordnungen 9 von Filmkühlbohrungen 7 sind auf der Saugseite 10 des Schaufelblatts 3 angeordnet. Die langen und kurzen Anordnungen 8, 9 von Filmkühlbohrungen 7 sind ausgehend von der Anströmkante 4 des Schaufelblatts 3 in Richtung der Abströmkante 5 hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet. Dabei ist die kurze Anordnung 9 mittig zwischen den beiden langen Anordnungen 8 ausgebildet, so dass die langen Anordnungen 8 und die kurze Anordnung 9 im Wechsel angeordnet sind.Both the long arrays 8 and the short arrays 9 of film cooling holes 7 are arranged on the suction side 10 of the airfoil 3. The long and short arrangements 8, 9 of film cooling holes 7 are arranged starting from the leading edge 4 of the blade 3 in the direction of the trailing edge 5 one behind the other and spaced from one another. In this case, the short arrangement 9 is formed centrally between the two long arrangements 8, so that the long arrangements 8 and the short arrangement 9 are arranged alternately.

Innerhalb einer Anordnung 8, 9 sind die Abstände zwischen benachbarten Filmkühlbohrungen 7 identisch. Dabei sind die Abstände innerhalb der kurzen Anordnung 9 größer als die Abstände innerhalb der beiden langen Anordnungen 8, so dass die Filmkühlbohrungen 7 der kurzen Anordnung 9 gegenüber den Filmkühlbohrungen 7 der beiden langen Anordnungen 8 versetzt sind.Within an arrangement 8, 9, the distances between adjacent film cooling holes 7 are identical. The distances within the short arrangement 9 are greater than the distances within the two long arrangements 8, so that the film cooling holes 7 of the short arrangement 9 are offset from the film cooling holes 7 of the two long arrangements 8.

Die Leitschaufel 1 ist mit einem Beschichtungssystem (nicht dargestellt) versehen, das eine Haftschicht (Bond Coating BC) und eine Wärmedämmschicht (Thermal Barrier Coating TBC) umfasst. Dabei ist die Haftschicht unmittelbar auf das Schaufelblatt 3 aufgetragen und die Wärmedämmschicht haftet an der Haftschicht.The vane 1 is provided with a coating system (not shown) comprising an adhesive layer (Bond Coating BC) and a thermal barrier coating (TBC). The adhesive layer is applied directly to the blade 3 and the thermal barrier coating adheres to the adhesive layer.

Die Schaufelplattform 2 ist gegenüber einer zu der Längsrichtung L des Schaufelblatts 3 senkrechten Ebene geneigt. Gegenüberliegend der Schaufelplattform 2 ist eine weitere Schaufelplattform 11 mit dem Schaufelblatt 3 verbunden. Die beiden Schaufelplattformen 2, 11 begrenzen im bestimmungsgemäß montierten Zustand einen Strömungskanal der Strömungsmaschine.The blade platform 2 is inclined to a plane perpendicular to the longitudinal direction L of the blade 3. Opposite the blade platform 2, a further blade platform 11 is connected to the blade 3. The two blade platforms 2, 11 limit in the intended mounted state a flow channel of the turbomachine.

Die Strömungsmaschine umfasst ein Gehäuse 12, in dem sich in einer axialen Richtung ein Strömungskanal 13 erstreckt. Weiterhin umfasst die Strömungsmaschine eine Mehrzahl von Turbinenstufen 14, die jeweils einen in dem Strömungskanal 13 angeordneten Leitschaufelkranz 15 umfassen und in der axialen Richtung A hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet sind. Ausschließlich die Leitschaufelkränze 15 ab der zweiten Position in der Strömungsmaschine weisen erfindungsgemäße Leitschaufeln 1 gemäß der ersten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung auf. Infolge der geneigten Schaufelplattform 2 der Leitschaufeln 1, die den Strömungskanal 13 nach außen begrenzen, weitet sich der Strömungskanal 13 in der Strömungsrichtung des Heißgases konisch auf.The turbomachine comprises a housing 12 in which a flow channel 13 extends in an axial direction. Furthermore, the turbomachine comprises a plurality of turbine stages 14, each of which comprises a guide vane ring 15 arranged in the flow channel 13 and arranged one behind the other in the axial direction A and at a distance from one another. Only the vane rings 15 from the second position in the turbomachine have inventive guide vanes 1 according to the first embodiment of the present invention. As a result of the inclined blade platform 2 of the guide vanes 1, which limit the flow channel 13 to the outside, the flow channel 13 widens conically in the flow direction of the hot gas.

Während des Betriebs der Strömungsmaschine wird der Strömungskanal 13 von einem Heißgas durchströmt. Zur Kühlung der in dem Strömungskanal 13 angeordneten Leitschaufelkränze 15 werden die Leitschaufeln 1 jeweils von einem Kühlfluid durchströmt. Das Kühlfluid strömt aus dem Hohlraum 8 durch die Filmkanalbohrungen 7 auf die Außenseite 10 des Schaufelblattes 3. Auf der Außenseite 10 bildet das ausströmende Kühlfluid einen Kühlfilm, der die Außenseite 10 des Schaufelblattes 3 vor dem strömenden Heißgas schützt und die thermische Belastung des Schaufelblatts 3 verringert. Die zusätzlichen Filmkühlbohrungen 7 der kurzen Anordnung 9 bewirken einen dichteren und stärkeren Kühlfilm, so dass Partikel, die sich von Leitschaufeln 1 vorgelagerter Turbinenstufen 14 gelöst haben, an einem Einschlagen auf der Saugseite 10 des Schaufelblatts 3 gehindert sind oder vorher zumindest derart abgebremst werden, dass der an dem Beschichtungssystem der Leitschaufel 1 verursachte Schaden verhältnismäßig gering ist. Infolge der in dem Heißgas herrschenden Zentrifugalkräfte und der durch Leitschaufeln vorgelagerter Turbinenstufen 14 erzeugten sogenannten Hufeisenwirbel werden die Partikel überwiegend auf einen Bereich der Saugseite 10 des Schaufelblatts 3 gelenkt, der benachbart zu der Schaufelplattform 2 und der Anströmkante 4 ist. Zweckmäßigerweise ist daher die kurze Anordnung 9 in diesem besonders stark betroffenen Bereich des Schaufelblatts 3 angeordnet.During operation of the turbomachine, the flow channel 13 is flowed through by a hot gas. For cooling the arranged in the flow channel 13 vane rings 15, the guide vanes 1 are each traversed by a cooling fluid. The cooling fluid flows from the cavity 8 through the film channel holes 7 on the outside 10 of the airfoil 3. On the outside 10, the effluent cooling fluid forms a cooling film that protects the outside 10 of the airfoil 3 from the flowing hot gas and reduces the thermal load on the airfoil 3 , The additional film cooling holes 7 of the short assembly 9 cause a denser and stronger cooling film, so that particles that have detached from vanes 1 upstream turbine stages 14, are prevented from being impacted on the suction side 10 of the airfoil 3 or previously at least braked so that the damage caused to the coating system of the vane 1 is relatively small. As a result of the centrifugal forces prevailing in the hot gas and the so-called horseshoe vortices produced by guide vanes 14 upstream of the turbine stages, the particles predominantly become on a region of the suction side 10 of the airfoil 3, which is adjacent to the blade platform 2 and the leading edge 4. Conveniently, therefore, the short assembly 9 is arranged in this particularly affected area of the airfoil 3.

Die Figuren 2 und 3 zeigt das Schaufelblatt 3 einer Leitschaufel 1 gemäß einer zweiten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Sie besitzt denselben grundsätzlichen Aufbau wie die in Figur 1 dargestellte Leitschaufel 1 gemäß der ersten Ausführungsform. Abweichend davon sind auf der Saugseite 10 des Schaufelblatts 3 mehrere lange Anordnungen und mehrere kurze Anordnungen vorgesehen, die abwechselnd angeordnet sind. Dabei nehmen die Längen der kurzen Anordnungen 9 ausgehend von der Anströmkante 4 in Richtung der Abströmkante 5 derart ab, dass die kurzen Anordnungen 9 einen trapezförmigen Filmkühlungsbereich definieren. Ein weiterer Unterschied besteht darin, dass die Abstände zwischen Filmkühlbohrungen 7 innerhalb der kurzen Anordnung 9 ebenso groß sind wie die Abstände der Filmkühlbohrungen 7 der langen Anordnungen 8.The FIGS. 2 and 3 shows the airfoil 3 of a vane 1 according to a second embodiment of the present invention. It has the same basic structure as the one in FIG. 1 shown guide vane 1 according to the first embodiment. Deviating from this, a plurality of long arrangements and a plurality of short arrangements are provided on the suction side 10 of the airfoil 3, which are arranged alternately. In this case, the lengths of the short arrangements 9, starting from the leading edge 4 in the direction of the trailing edge 5, decrease such that the short arrangements 9 define a trapezoidal film cooling area. Another difference is that the distances between film cooling holes 7 within the short assembly 9 are as large as the distances of the film cooling holes 7 of the long assemblies. 8

Die Figur 4 zeigt eine Leitschaufel 1 gemäß einer dritten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung. Sie besitzt denselben grundsätzlichen Aufbau wie die in Figur 1 dargestellte Leitschaufel 1. Davon abweichend sind die Abstände zwischen Filmkühlbohrungen 7 innerhalb der kurzen Anordnung 9 ebenso groß wie die Abstände der Filmkühlbohrungen 7 innerhalb der beiden langen Anordnungen 8. Entsprechend sind die Filmkühlbohrungen 7 der kurzen Anordnung 9 nicht gegenüber den Filmkühlbohrungen 7 der beiden langen Anordnungen 8 in der Längsrichtung L des Schaufelblattes 3 versetzt angeordnet. Zudem erstrecken sich die langen Anordnungen 8 nur über etwa 60 % der Länge des Schaufelblattes 3.The FIG. 4 shows a vane 1 according to a third embodiment of the present invention. It has the same basic structure as the one in FIG. 1 Deviating from the distances between film cooling holes 7 within the short assembly 9 are as large as the distances of the film cooling holes 7 within the two long arrangements 8. Accordingly, the film cooling holes 7 of the short assembly 9 are not opposite the film cooling holes 7 of the two long arrangements 8 arranged offset in the longitudinal direction L of the airfoil 3. In addition, the long assemblies 8 extend over only about 60% of the length of the airfoil 3.

Die Figur 5 zeigt schließlich eine Leitschaufel 1 gemäß einer vierten Ausführungsform der vorliegenden Erfindung.The FIG. 5 finally shows a vane 1 according to a fourth embodiment of the present invention.

Die Leitschaufel 1 entspricht hinsichtlich ihres Grundaufbaus der in Figur 1 dargestellten Leitschaufel 1. Im Unterschied zu dieser sind die Filmkühlbohrungen 7 sowohl der langen Anordnungen 8 als auch der kurzen Anordnungen 9 gegenüber der senkrechten auf die Außenfläche 10 des Schaufelblattes 3 um bestimmte Neigungswinkel geneigt. Dabei sind die Neigungswinkel innerhalb einer Anordnung 8, 9 im Wesentlichen identisch, während die Neigungswinkel zwischen langen Anordnungen 8 und kurzen Anordnungen 9 unterschiedlich sind, so dass das Kühlfluid jeweils entgegengesetzt aus den Kühlfluidbohrungen 7 ausströmt. Auf diese Weise kann die Schutzwirkung des Kühlfluidfilms auf der Außenseite 10 des Schaufelblattes 3 in dem von der partikelinduzierten Erosion besonders betroffenen Bereich verstärkt werden.The guide vane 1 corresponds in terms of their basic structure of in FIG. 1 In contrast to this, the film cooling holes 7 of both the long assemblies 8 and the short assemblies 9 are inclined relative to the vertical to the outer surface 10 of the airfoil 3 by certain inclination angle. In this case, the angles of inclination within an arrangement 8, 9 are essentially identical, while the angles of inclination between long arrangements 8 and short arrangements 9 are different, so that the cooling fluid in each case flows out of the cooling fluid bores 7 in opposite directions. In this way, the protective effect of the cooling fluid film on the outside 10 of the airfoil 3 can be enhanced in the area particularly affected by the particle-induced erosion.

Zur Herstellung erfindungsgemäßer Leitschaufeln 1 wie beispielhaft in den Figuren 1 bis 5 dargestellt, wird zunächst eine Leitschaufel 1 mit den zuvor beschriebenen Merkmalen, jedoch ohne kurze Anordnungen 9 von Filmkühlbohrungen bereitgestellt. An der Saugseite des Schaufelblattes 3 der bereitgestellten Leitschaufel 1 wird dann wenigstens eine kurze Anordnung 9 von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen 7 vorgesehen, die sich ausgehend von der Schaufelplattform 2 in der Längsrichtung L des Schaufelblattes 3 über höchstens 40 % der Länge des Schaufelblattes 3 erstreckt.For the production of inventive guide vanes 1 as exemplified in the FIGS. 1 to 5 1, a guide blade 1 having the features described above is provided, but without short arrangements 9 of film cooling holes. On the suction side of the airfoil 3 of the provided guide blade 1, at least one short arrangement 9 of line-like film cooling holes 7 is provided which extends from the blade platform 2 in the longitudinal direction L of the airfoil 3 over at most 40% of the length of the airfoil 3.

Um den Kühlfluidstrom durch die Leitschaufel 1 trotz der zusätzlichen Filmkühlbohrungen 7 der wenigstens einen kurzen Anordnung 9 nicht oder zumindest nicht wesentlich zu erhöhen, können Filmkühlbohrungen 7 der wenigstens einen langen Anordnung 8 verschlossen werden. Alternativ oder zusätzlich können die Querschnittsflächen von Filmkühlbohrungen 7 der wenigstens einen langen Anordnung 9 verringert werden. Auf diese Weise wird erreicht, dass die Summe der Querschnittsflächen sämtlicher Filmkühlbohrungen 7 der hergestellten Leitschaufel 1 höchstens 10 % größer ist als die Summe der Querschnittsflächen sämtlicher Filmkühlbohrungen 7 der bereitgestellten Leitschaufel und idealerweise mit dieser identisch ist.In order not to increase the cooling fluid flow through the guide blade 1 despite the additional film cooling holes 7 of the at least one short arrangement 9, or at least not substantially, film cooling holes 7 of the at least one long arrangement 8 can be closed. Alternatively or additionally, the cross-sectional areas of film cooling holes 7 of the at least one long assembly 9 can be reduced. In this way it is achieved that the sum of the cross-sectional areas of all film cooling holes 7 of the manufactured vane 1 is at most 10% greater than the sum of the cross-sectional areas of all film cooling holes 7 of the provided guide vane and ideally identical to this.

Im Rahmen der Sanierung oder Herstellung einer Strömungsmaschine mit einer Mehrzahl von Turbinenstufen werden erfindungsgemäße Leitschaufeln ausschließlich ab der zweiten Turbinenstufe in der Gasturbine angeordnet. Dies geht mit einer längeren Lebensdauer der von einer partikelinduzierten Erosion betroffenen Leitschaufeln 1 einher, was längere Wartungsintervalle der Strömungsmaschine erlaubt. Wenn sich der Kühlfluidstrom durch die Leitschaufeln 1 gegenüber den Kühlfluidstrom durch konventionelle Leitschaufeln zumindest nicht wesentlich erhöht, können die erfindungsgemäßen Leitschaufeln 1 ohne weiteres verbaut werden, insbesondere ohne Änderungen im Kühlfluidkreislauf der Strömungsmaschine vornehmen zu müssen.As part of the rehabilitation or production of a turbomachine with a plurality of turbine stages guide vanes according to the invention are arranged exclusively from the second turbine stage in the gas turbine. This is associated with a longer life of the affected by a particle-induced erosion vanes 1, which allows longer maintenance intervals of the turbomachine. If the cooling fluid flow through the guide vanes 1 at least does not increase significantly compared with the cooling fluid flow through conventional guide vanes, the guide vanes 1 according to the invention can readily be installed, in particular without having to make changes in the cooling fluid circuit of the turbomachine.

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 (15)

Leitschaufel (1) mit zumindest einer Schaufelplattform (2), die im bestimmungsgemäß montierten Zustand an einer radial äußeren Position angeordnet ist, und einem von der zumindest einen Schaufelplattform (2) abragenden und sich in einer Längsrichtung (L) der Leitschaufel (1) erstreckenden Schaufelblatt (3), das eine Anströmkante (4) und ein Abströmkante (5) definiert und in dessen Innerem ein Hohlraum (6) vorgesehen ist, der durch eine Mehrzahl von in dem Schaufelblatt (3) ausgebildeten und zueinander beabstandet angeordneten Filmkühlbohrungen (7) mit der Außenseite des Schaufelblattes (3) verbunden ist, wobei im Bereich der Anströmkante (4) des Schaufelblattes (3) wenigstens eine lange Anordnung (8) von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen (7) vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform (3) in der Längsrichtung (L) des Schaufelblattes (3) über mindestens 60% der Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens eine kurze Anordnung (9) von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen (7) vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform (3) in der Längsrichtung (L) des Schaufelblattes (3) über höchstens 40% der Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt.Guide vane (1) with at least one blade platform (2), which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position, and one of the at least one blade platform (2) projecting and extending in a longitudinal direction (L) of the guide vane (1) An airfoil (3) defining a leading edge (4) and a trailing edge (5) and having a cavity (6) formed therein through a plurality of film cooling holes (7) formed in and spaced from each other in the airfoil (3). is connected to the outside of the airfoil (3), wherein in the region of the leading edge (4) of the airfoil (3) at least one long arrangement (8) of line-like juxtaposed film cooling holes (7) is provided, starting from the blade platform (3 ) extends in the longitudinal direction (L) of the airfoil (3) over at least 60% of the length of the airfoil (3), characterized in that at least s a short arrangement (9) of line-like juxtaposed film cooling holes (7) is provided, which extends from the blade platform (3) in the longitudinal direction (L) of the blade (3) over more than 40% of the length of the airfoil (3) , Leitschaufel nach Anspruch 1,
dadurch gekennzeichnet, dass
sich die wenigstens eine lange Anordnung (8) über mindestens 80% und bevorzugt über die gesamte Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt und/oder sich die wenigstens eine kurze Anordnung (8) über höchstens 30% und bevorzugt über höchstens 20% der Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt.Guide vane according to claim 1,
characterized in that
the at least one long arrangement (8) extends over at least 80% and preferably over the entire length of the airfoil (3) and / or the at least one short arrangement (8) covers at most 30% and preferably at most 20% of the length of the Airfoil (3) extends. Leitschaufel nach einem der Ansprüche 1 oder 2,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Filmkühlbohrungen (7) der wenigstens einen kurzen Anordnung (9) gegenüber den Filmkühlbohrungen (7) der wenigstens einen langen Anordnung (8) in der Längsrichtung (L) versetzt angeordnet sind, wobei insbesondere die Abstände zwischen benachbarten Filmkühlbohrungen (7) einer Anordnung (8, 9) über die gesamte Länge der Anordnung (8, 9) identisch sind, wobei insbesondere die Abstände innerhalb der wenigstens einen kurzen Anordnung (9) größer sind als die Abstände innerhalb der wenigstens einen langen Anordnung (8).Guide vane according to one of claims 1 or 2,
characterized in that
the film cooling bores (7) of the at least one short arrangement (9) are offset relative to the film cooling bores (7) of the at least one long arrangement (8) in the longitudinal direction (L), in particular the spacings between adjacent film cooling bores (7) of an arrangement ( 8, 9) over the entire length of the arrangement (8, 9) are identical, wherein in particular the distances within the at least one short arrangement (9) are greater than the distances within the at least one long arrangement (8). Leitschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die kurzen Anordnungen (9) auf der Saugseite (10) des Schaufelblattes (3) angeordnet sind, wobei insbesondere der maximale Abstand der kurzen Anordnungen (9) von der Anströmkante (4) des Schaufelblattes (3) im Bereich von 5% bis 20% des saugseitigen Profilumfangs zwischen der Anströmkante (4) und der Abströmkante (5) des Schaufelblattes (3) liegt und bevorzugt 10% dieses Profilumfangs beträgt.Guide vane according to one of the preceding claims,
characterized in that
the short arrangements (9) are arranged on the suction side (10) of the airfoil (3), wherein in particular the maximum distance of the short arrangements (9) from the leading edge (4) of the airfoil (3) is in the range of 5% to 20%. the suction-side profile circumference between the leading edge (4) and the trailing edge (5) of the airfoil (3) and is preferably 10% of this profile circumference. Leitschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Anordnungen (8, 9) von Kühlfilmbohrungen (7) ausgehend von der Anströmkante (4) des Schaufelblattes (3) in Richtung der Abströmkante (5) hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet sind.Guide vane according to one of the preceding claims,
characterized in that
the arrangements (8, 9) of cooling film bores (7) starting from the leading edge (4) of the airfoil (3) in the direction of the trailing edge (5) are arranged one behind the other and at a distance from each other. Leitschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
mehrere lange Anordnungen (8) und/oder mehrere kurze Anordnungen (9) vorgesehen sind, wobei insbesondere die kurzen Anordnungen (9) zwischen langen Anordnungen (8) angeordnet sind und sich insbesondere kurze Anordnungen (9) und lange Anordnungen (8) abwechseln und/oder die Längen der kurzen Anordnungen (9) ausgehend von der Anströmkante (4) in Richtung der Abströmkante (5) abnehmen, insbesondere derart, dass die kurzen Anordnungen (8) einen trapezförmigen Filmkühlungsbereich definieren.Guide vane according to one of the preceding claims,
characterized in that
a plurality of long arrangements (8) and / or a plurality of short arrangements (9) are provided, wherein in particular the short arrangements (9) between long arrangements (8) are arranged and in particular short arrangements (9) and long arrangements (8) alternate and or decrease the lengths of the short arrangements (9) starting from the leading edge (4) in the direction of the trailing edge (5), in particular such that the short arrangements (8) define a trapezoidal film cooling area. Leitschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
wenigstens eine Filmkühlbohrung (7), insbesondere alle Filmkühlbohrungen (7) der wenigstens einen kurzen Anordnung (9) gegenüber der Senkrechten auf die Außenfläche des Schaufelblattes (3) um bestimmte Neigungswinkel geneigt ist, wobei insbesondere sich der Neigungswinkel der wenigstens einen Filmkühlbohrung (7), insbesondere aller Filmkühlbohrungen (7) der wenigstens einen kurzen Anordnung (9) von den Neigungswinkeln der Filmkühlbohrungen (7) einer benachbarten langen Anordnung (8) unterscheidet.Guide vane according to one of the preceding claims,
characterized in that
at least one film cooling bore (7), in particular all film cooling holes (7) of the at least one short arrangement (9) with respect to the perpendicular to the outer surface of the blade (3) is inclined by certain inclination angles, wherein in particular the inclination angle of the at least one film cooling bore (7) , in particular all film cooling holes (7) of the at least one short arrangement (9) from the angles of inclination of the film cooling holes (7) of an adjacent long arrangement (8) differs. Leitschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Leitschaufel (1) mit einem Beschichtungssystem versehen ist, das eine Haftschicht (BC) und eine Wärmedämmschicht (TBC) umfasst, wobei die Haftschicht auf das Schaufelblatt (3) aufgetragen ist und die Wärmedämmschicht an der Haftschicht haftet.Guide vane according to one of the preceding claims,
characterized in that
the guide blade (1) is provided with a coating system comprising an adhesive layer (BC) and a thermal barrier coating (TBC), wherein the adhesive layer is applied to the blade (3) and the thermal barrier coating adheres to the adhesive layer. Leitschaufel nach einem der vorhergehenden Ansprüche,
dadurch gekennzeichnet, dass
die Schaufelplattform (2) gegenüber einer zu der Längsrichtung (L) des Schaufelblattes senkrechten Ebene geneigt ist und/oder gegenüberliegend zu der zumindest einen Schaufelplattform (2) eine weitere Schaufelplattform (11) mit dem Schaufelblatt (3) verbunden ist.Guide vane according to one of the preceding claims,
characterized in that
the blade platform (2) is inclined relative to a plane perpendicular to the longitudinal direction (L) of the blade and / or opposite to the at least one blade platform (2) another blade platform (11) is connected to the blade (3). Strömungsmaschine, insbesondere Gasturbine mit einem Gehäuse (12), in dem sich in einer axialen Richtung (A) ein Strömungskanal (13) erstreckt, der während des Betriebs der Strömungsmaschine von einem Heißgas durchströmt wird, und einer Mehrzahl von Turbinenstufen (14), die jeweils einen in dem Strömungskanal (13) angeordneten Leitschaufelkranz (15) umfassen und in der axialen Richtung (A) hintereinander und beabstandet zueinander angeordnet sind, dadurch gekennzeichnet, dass wenigstens eine Turbinenstufe (14) Leitschaufeln (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 9 aufweist.Turbomachine, in particular gas turbine with a housing (12) in which in an axial direction (A), a flow channel (13) which is flowed through during the operation of the turbomachine by a hot gas, and a plurality of turbine stages (14) each comprise one in the flow channel (13) arranged vane ring (15) and in the axial direction (A) behind the other and spaced from each other, characterized in that at least one turbine stage (14) vanes (1) according to one of claims 1 to 9 having. Strömungsmaschine nach Anspruch 10,
dass die wenigstens eine Turbinenstufe (14) ausschließlich ab der zweiten Position in der Strömungsmaschine angeordnet ist.Turbomachine according to claim 10,
in that the at least one turbine stage (14) is arranged exclusively from the second position in the turbomachine. Strömungsmaschine nach einem der Ansprüche 10 oder 11,
dadurch gekennzeichnet, dass
sich der Strömungskanal (13) in der Strömungsrichtung des Heißgases konisch aufweitet, wobei die wenigstens eine Turbinenstufe (14) Leitschaufeln (1) mit geneigten Schaufelplattformen (2) aufweist und die geneigten Schaufelplattformen (2) dieser Leitschaufeln (1) den Strömungskanal (13) nach außen begrenzen.Turbomachine according to one of claims 10 or 11,
characterized in that
the flow channel (13) widens conically in the direction of flow of the hot gas, wherein the at least one turbine stage (14) has guide vanes (1) with inclined blade platforms (2) and the inclined blade platforms (2) of these guide blades (1) the flow channel (13) limit to the outside. Verfahren zum Herstellen einer Leitschaufel (1) gemäß einem der Ansprüche 1 bis 9,
umfassend die Schritte: - Bereitstellen einer Leitschaufel mit zumindest einer Schaufelplattform (2), die im bestimmungsgemäß montierten Zustand an einer radial äußeren Position angeordnet ist, und einem von der zumindest einen Schaufelplattform (2) abragenden und sich in einer Längsrichtung (L) der Leitschaufel (1) erstreckenden Schaufelblatt (3), das eine Anströmkante (4) und ein Abströmkante (5) definiert und in dessen Innerem ein Hohlraum (6) vorgesehen ist, der durch eine Mehrzahl von in dem Schaufelblatt (3) ausgebildeten und zueinander beabstandet angeordneten Filmkühlbohrungen (7) mit der Außenseite des Schaufelblattes (3) verbunden ist, wobei im Bereich der Anströmkante (4) des Schaufelblattes (3) wenigstens eine lange Anordnung (8) von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen (7) vorgesehen ist, die sich ausgehend von der Schaufelplattform (3) in der Längsrichtung (L) des Schaufelblattes (3) über mindestens 60% der Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt; und - Ausbilden wenigstens einer kurzen Anordnung (9) von linienartig aneinander gereihten Filmkühlbohrungen (7), die sich ausgehend von der Schaufelplattform (2) in der Längsrichtung (L) des Schaufelblattes (3) über höchstens 40% der Länge des Schaufelblattes (3) erstreckt. Method for producing a guide blade (1) according to one of Claims 1 to 9,
comprising the steps: - Providing a guide vane with at least one blade platform (2), which is arranged in the intended mounted state at a radially outer position, and one of the at least one blade platform (2) projecting and in a longitudinal direction (L) of the guide vane (1) extending An airfoil (3) defining a leading edge (4) and a trailing edge (5) and having a cavity (6) formed therein through a plurality of film cooling holes (7) formed in and spaced from each other in the airfoil (3). is connected to the outside of the airfoil (3), wherein in the region of the leading edge (4) of the airfoil (3) at least one long arrangement (8) of line-like juxtaposed film cooling holes (7) is provided, starting from the blade platform (3 ) extends in the longitudinal direction (L) of the airfoil (3) over at least 60% of the length of the airfoil (3); and - Forming at least one short assembly (9) of line-like juxtaposed film cooling holes (7) extending from the blade platform (2) in the longitudinal direction (L) of the airfoil (3) over at most 40% of the length of the airfoil (3) , Verfahren nach Anspruch 13,
dadurch gekennzeichnet, dass
die wenigstens eine kurze Anordnung (9) auf der Saugseite (10) des Schaufelblattes (3) ausgebildet wird und/oder Filmkühlbohrungen (7) der wenigstens einen langen Anordnung (8) verschlossen werden und/oder Querschnittsflächen von Filmkühlbohrungen (7) der wenigstens einen langen Anordnung (8) derart verringert werden, dass die Summe der Querschnittsflächen sämtlicher Filmkühlbohrungen (7) der hergestellten Leitschaufel (1) höchstens 10% größer als die Summe der Querschnittsflächen sämtlicher Filmkühlbohrungen (7) der bereitgestellten Leitschaufel ist und bevorzugt mit dieser identisch ist.Method according to claim 13,
characterized in that
the at least one short assembly (9) is formed on the suction side (10) of the airfoil (3) and / or film cooling holes (7) of the at least one long assembly (8) are closed and / or cross-sectional surfaces of film cooling holes (7) of the at least one long arrangement (8) are reduced such that the sum of the cross-sectional areas of all film cooling holes (7) of the manufactured vane (1) is at most 10% greater than the sum of the cross-sectional areas of all film cooling holes (7) of the provided guide vane and is preferably identical to this. Verfahren zum Sanieren oder Herstellen einer Strömungsmaschine mit einer Mehrzahl von Turbinenstufen, insbesondere einer Gasturbine,
dadurch gekennzeichnet, dass
Leitschaufeln (1) nach einem der Ansprüche 1 bis 9 ausschließlich ab der zweiten Turbinenstufe in der Gasturbine angeordnet werden.Method for renovating or producing a turbomachine with a plurality of turbine stages, in particular a gas turbine,
characterized in that
Guide vanes (1) according to one of claims 1 to 9 are arranged exclusively from the second turbine stage in the gas turbine.
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CN113803116A (en) * 2021-09-18 2021-12-17 沈阳航空航天大学 Turbine rotor blade with shrinkage type end wall film hole cooling structure

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