EP3564483A1 - Blade base for a turbine blade - Google Patents

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Publication number
EP3564483A1
EP3564483A1 EP18170731.6A EP18170731A EP3564483A1 EP 3564483 A1 EP3564483 A1 EP 3564483A1 EP 18170731 A EP18170731 A EP 18170731A EP 3564483 A1 EP3564483 A1 EP 3564483A1
Authority
EP
European Patent Office
Prior art keywords
blade
cooling holes
rows
airfoil
height
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Withdrawn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
EP18170731.6A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Fathi Ahmad
Daniela Koch
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 EP18170731.6A priority Critical patent/EP3564483A1/en
Priority to US17/048,582 priority patent/US11326458B2/en
Priority to CN201980030091.4A priority patent/CN112074652B/en
Priority to PCT/EP2019/061354 priority patent/WO2019211427A1/en
Priority to JP2020561773A priority patent/JP7124122B2/en
Priority to KR1020207034682A priority patent/KR102505046B1/en
Priority to EP19723730.8A priority patent/EP3762587B1/en
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Withdrawn legal-status Critical Current

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    • 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
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • 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 an airfoil for a turbine blade, comprising a front edge, which can be flowed on by a hot gas, from which a suction side wall and a pressure side wall extend to a trailing edge of the airfoil, the airfoil extending in a transverse direction from a base end with a blade air height of 0 % to a tip-side end having a blade height of 100%, with two rows of cooling holes arranged along the leading edge, which have a first distance to be detected perpendicular to the leading edge relative to one another.
  • Such a turbine blade is for example from the EP 2 154 333 A2 known.
  • the cooling holes disposed in the leading edge serve to provide a cooling protective film over the leading edge during operation of a gas turbine equipped therewith to counteract the incoming hot gas flow.
  • the cooling holes are therefore also known as film cooling holes, which are also known in English because of their tight arrangement also known as "Shower Head Film Cooling Holes".
  • the airfoil divides the inflowing hot gas flow at the leading edge into two partial flows, of which one partial flow flows along the suction side of the airfoil and the other part along the pressure side.
  • the location of the flow distribution on the blade profile is called the stagnation point, since in the idealized sense there is no cross flow.
  • film cooling holes are arranged in the prior art on both sides of the leading edge or the previously determined stagnation line in order to prevent the hot gas flow impinging there from coming into close contact with the component wall.
  • the present invention seeks to provide an airfoil for a turbine blade, which is best suited for different operating conditions of a gas turbine, in particular to achieve sufficient cooling with the highest possible life of the airfoil when using a reasonable amount of coolant ,
  • the invention is based on the finding that the actual hot gas flow direction can deviate from the flow direction used for the design of the airfoil on the one hand due to different operating modes of the gas turbine. The deviations may occur due to a change in the rated load load.
  • the stagnation point of a blade profile can oscillate in the region of the leading edge due to flow effects caused by a vane arranged upstream of the blade. The oscillation of the stagnation point of a blade profile leads to locally increased surface temperature of the blade, which can be effectively counteracted by the invention.
  • cooling holes are displaced towards the pressure side or suction side, based on the oscillating stagnation point of the relevant blade profile.
  • a range is determined for each blade profile in which the stagnation point can occur.
  • Each of these areas is defined by two endpoints, from which a mean stagnation point can be determined.
  • the two cooling holes are positioned so that the best possible cooling is achieved. This optimizes the cooling effect locally.
  • By using only two rows of cooling instead of usually three or more rows of cooling can also reduce the amount of coolant required for cooling. The reduced consumption of coolant contributes during operation of the gas turbine to increase its efficiency.
  • the two rows of cooling holes along the entire extension of the leading edge between 0% and 100% blade height are arranged on a wavy line with multiple troughs and wave crests.
  • the cooling holes of the two rows are repeatedly shifted locally to the pressure side slightly, compared to cooling holes on a different blade height.
  • the two rows of cooling holes are only partially along the leading edge on a wavy line, such that the two rows of cooling holes in a first region, which is located between 0% and about 40% blade height, substantially parallel on both sides the leading edge are arranged and arranged in a second region immediately adjacent thereto, which extends between about 40% and about 75% blade height and higher, arranged on the pressure side and wherein the two rows of cooling holes in a third region immediately adjacent to the second region, which ends at 100% blade height, are arranged with increasing blade blade height shifted back to the front edge.
  • This refinement is based on the finding that the displacement of the stagnation point of a blade profile in the radially inner region of the blade blade is rather narrow-banded, whereas from a blade blade height of about 40% the displacement increases and, moreover, is more on the pressure side. Accordingly, the cooling holes of the two rows are shifted in the range of 40% to 100% to the pressure side, wherein preferably at about 75% blade height, the maximum pressure-side displacement is arranged. Based on a chord length of the airfoil, the value of the pressure-side maximum displacement is not more than 5% of the blade chord length, but preferably at least 2% minimum.
  • the first distance between the two rows of cooling holes varies along the front edge, so that the first distance is different for some blade blade heights.
  • the local cooling capacity of the turbine blade in the region of the leading edge can be adapted locally to the individual temperature load.
  • a blade profile can be determined for each blade height by a cross-sectional view, which is known to have the shape of a curved drop.
  • Each blade profile therefore has a nose radius in the region of the front edge, wherein the blade profiles at the level of cooling holes have a first distance between the two rows whose size is in the range between 0.4 times and 0.7 times the associated nose radius .
  • the effectiveness of the cooling depends on the distance of the cooling holes of different rows and the curvature of the leading edge, the so-called nose radius and the length of the camberline, the number of blades and the turning of the blade profile. It was then found that a particularly efficient cooling of the leading edge region can be achieved if the first distance between the lying on the same blade height cooling holes of different rows in the claimed interval.
  • the first distance at half blade height is the smallest and increases toward the two ends.
  • the increase is particularly moderate.
  • each cooling hole preferably has a throttle cross section which adjusts the coolant flow, the throttle cross sections of some cooling holes being of different sizes.
  • the throttle cross-sections of the cooling holes in the region of half the blade blade height are greater than the throttle cross-section of the cooling holes in the farther from half the blade blade height range.
  • This embodiment is based on the finding that at half the blade blade height and the areas immediately adjacent to it, a somewhat higher cooling requirement prevails than in those areas of the leading edge which are farther from the half blade height.
  • the two rows of cooling holes are arranged on both sides of a mean stagnation point line of the incoming hot gas flow.
  • the hot gas flow is divided into a dividing to the pressure side and a proportion flowing to the suction side deflected to both sides, so that due to the two-sided arrangement of the cooling holes, the underlying component wall is particularly efficiently protected from the high temperatures of the hot gas.
  • the airfoil is part of a turbine blade, in particular a turbine guide vane of a stationary gas turbine.
  • FIG. 1 is a perspective view of a turbine blade 10 is shown.
  • the turbine blade 10 comprises in succession a substantially fir-tree-shaped blade root 12, to which a hot gas platform 14 adjoins.
  • an inventive blade 16 is arranged according to a first embodiment.
  • the airfoil 16 is known to include a leading edge 18 and a trailing edge 20, between which a suction sidewall 17 and a pressure sidewall 19 extend. In a transverse direction, the airfoil 16 extends from a root end 21 at 0% airfoil height to a tip end 23 at 100% airfoil height.
  • two rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 are arranged.
  • the two rows R 1 , R 2 extend along a wavy line with a plurality of wave troughs and wave crests and are simultaneously arranged on both sides of a middle stagnation point line 24.
  • FIG. 2 A second embodiment of the invention is in FIG. 2 shown.
  • a region is rectilinear, followed by a bulbous section.
  • the two rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 in the first, radially inner region are arranged so that they are arranged parallel to the front edge 18 on both sides thereof.
  • This first region B 1 extends between 0% and about 40% vane height.
  • a second region B 2 is provided. This ends at a blade height of about 75%.
  • the cooling holes 22 of both rows R 1 , R 2 move with increasing height in the direction of the pressure side until they have reached the maximum displacement of the leading edge 18 at about 75% blade height.
  • the cooling holes 22 of the two rows R 1 , R 2 shift back in the direction of the front edge 18.
  • cooling holes 22 are shown only schematically as circles, wherein the throttle cross sections have been shown schematically by different sized circles.
  • the cooling holes 22 may be film cooling holes having a diffuser-like opening. Their diffuser can even be profiled designed.
  • a distance A between the cooling holes 22 to be detected transversely on the surface of the blade 16 may also be different at different blade blade heights.
  • FIG. 3 also shows as a blade profile 28 according to the cross section through the airfoil 16 of the first embodiment FIG. 1 , Between the suction side wall 17 and the pressure side wall 19 extends centrally an imaginary line, which is known as Schaufelprofilmittenline or as Camberline.
  • the blade profile center line is designated by the reference numeral 30.
  • the vorderst arranged point of the blade profile center line 30 defines the leading edge 18.
  • the stagnation point 25 may be slightly shifted away from the leading edge 18 toward the pressure side 19 or towards the suction side 17.
  • the (middle) stagnation points 25 of each blade profile section which can be determined on any blade height, together form the stagnation point line 24.
  • the nose radius is denoted by R.
  • the invention relates to an airfoil 16 for a turbine blade 10, comprising a front edge 18, which can be aspirated by a hot gas S, from which a suction side wall 17 and a pressure side wall 19 extend to a trailing edge 20 of the airfoil 16, the airfoil 16 in a transverse direction thereto extending from a foot-side end 21 with a blade height of 0% to a tip-side end 23 with a blade height of 100%, with two arranged along the leading edge rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 to one another perpendicular to the front edge 18 to be detected have first distance A.
  • the two rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 are at least partially disposed along the front edge 18 on a wavy line.

Landscapes

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

Abstract

Die Erfindung betrifft ein Schaufelblatt (16) für eine Turbinenschaufel, umfassend eine von einem Heißgas (S) anströmbare Vorderkante (18), von der aus sich eine Saugseitenwand (17) und eine Druckseitenwand (19) zu einer Hinterkante (20) des Schaufelblatts (16) erstrecken, wobei das Schaufelblatt (16) in einer Querrichtung dazu sich von einem fußseitigen Ende (21) mit einer Schaufelblatthöhe von 0% zu einem spitzenseitigen Ende (23) mit einer Schaufelblatthöhe von 100% erstreckt, mit zwei längs der Vorderkante angeordneten Reihen (R<sub>1</sub>, R<sub>2</sub>) von Kühllöchern (22), die zueinander einen senkrecht zur Vorderkante zu erfassenden ersten Abstand (A) aufweisen. Um eine Turbinenschaufel bereitzustellen, welche mit vermindertem Kühlaufwand eine weiterhin zuverlässige Kühlung der Vorderkante (18) für unterschiedliche Betriebsbedingungen einsetzbar ist, wird vorgeschlagen, dass die beiden Reihen (R<sub>1</sub>, R<sub>2</sub>) von Kühllöchern (22) zumindest teilweise längs der Vorderkante (18) auf einer Wellenlinie angeordnet sind.The invention relates to an airfoil (16) for a turbine blade, comprising a front edge (18) which can be flown against by a hot gas (S) and from which a suction side wall (17) and a pressure side wall (19) lead to a rear edge (20) of the airfoil ( 16), the airfoil (16) extending in a transverse direction from a root end (21) with an airfoil height of 0% to a tip end (23) with an airfoil height of 100%, with two rows arranged along the leading edge (R <sub> 1 </sub>, R <sub> 2 </sub>) of cooling holes (22) which have a first distance (A) to one another that is perpendicular to the front edge. In order to provide a turbine blade which can still be used to cool the leading edge (18) reliably with reduced cooling effort for different operating conditions, it is proposed that the two rows (R <sub> 1 </sub>, R <sub> 2 </ sub >) of cooling holes (22) are arranged at least partially along the front edge (18) on a wavy line.

Description

Die Erfindung betrifft ein Schaufelblatt für eine Turbinenschaufel, umfassend eine von einem Heißgas anströmbare Vorderkante, von der aus sich eine Saugseitenwand und eine Druckseitenwand zu einer Hinterkante des Schaufelblatts erstrecken, wobei das Schaufelblatt in einer Querrichtung dazu sich von einem fußseitigen Ende mit einer Schaufelblatthöhe von 0% zu einem spitzenseitigem Ende mit einer Schaufelblatthöhe von 100% erstreckt, mit zwei längs der Vorderkante angeordneten Reihen von Kühllöchern, die zueinander einen senkrecht zur Vorderkante zu erfassenden ersten Abstand aufweisen.The invention relates to an airfoil for a turbine blade, comprising a front edge, which can be flowed on by a hot gas, from which a suction side wall and a pressure side wall extend to a trailing edge of the airfoil, the airfoil extending in a transverse direction from a base end with a blade air height of 0 % to a tip-side end having a blade height of 100%, with two rows of cooling holes arranged along the leading edge, which have a first distance to be detected perpendicular to the leading edge relative to one another.

Eine derartige Turbinenschaufel ist beispielsweise aus der EP 2 154 333 A2 bekannt. Die in der Vorderkante angeordneten Kühllöcher dienen während des Betriebs einer damit ausgestatteten Gasturbine zur Erzeugung eines kühlenden Schutzfilm über der Vorderkante, um der ankommenden Heißgasströmung entgegenwirken. Die Kühllöcher werden deswegen auch als Filmkühllöcher bezeichnet, die im Englischen aufgrund ihrer dichten Anordnung zudem auch als "Shower Head Film Cooling Holes" bekannt sind. Zugleich teilt das Schaufelblatt die anströmende Heißgasströmung an der Vorderkante in zwei Teilströme auf, von denen der eine Teilstrom entlang der Saugseite des Schaufelblatts entlang strömt und der andere Teil entlang der Druckseite. Der Ort der Strömungsaufteilung am Schaufelprofil wird dabei Stagnationspunkt genannt, da im idealisierten Sinne dort keine Querströmung auftritt. Aus diesem Grund sind im Stand der Technik beidseits der Vorderkante bzw. der vorab ermittelten Stagnationslinie Filmkühllöcher angeordnet, um die dort auftreffende Heißgasströmung nicht in zu engen Kontakt mit der Bauteilwand gelangen zu lassen.Such a turbine blade is for example from the EP 2 154 333 A2 known. The cooling holes disposed in the leading edge serve to provide a cooling protective film over the leading edge during operation of a gas turbine equipped therewith to counteract the incoming hot gas flow. The cooling holes are therefore also known as film cooling holes, which are also known in English because of their tight arrangement also known as "Shower Head Film Cooling Holes". At the same time, the airfoil divides the inflowing hot gas flow at the leading edge into two partial flows, of which one partial flow flows along the suction side of the airfoil and the other part along the pressure side. The location of the flow distribution on the blade profile is called the stagnation point, since in the idealized sense there is no cross flow. For this reason, film cooling holes are arranged in the prior art on both sides of the leading edge or the previously determined stagnation line in order to prevent the hot gas flow impinging there from coming into close contact with the component wall.

Nachteilig ist jedoch, dass der Stagnationspunkt eines Schaufelprofils bzw. die Stagnationslinie eines Schaufelblatts von unterschiedlichen Einflussfaktoren abhängig sein kann, so dass der Bedarf besteht, die Turbinenschaufel und dessen Schaufelblatt sowie dessen Vorderkantenkühlung an die unterschiedlichen Betriebsbedingungen bestmöglich anzupassen.However, it is disadvantageous that the stagnation point of a blade profile or the stagnation line of a blade can be dependent on different influencing factors, so that there is a need to optimally adapt the turbine blade and its blade and its leading edge cooling to the different operating conditions.

Ausgehend vom zuvor beschriebenen Stand der Technik liegt der Erfindung die Aufgabe zugrunde ein Schaufelblatt für eine Turbinenschaufel bereitzustellen, welches für unterschiedliche Betriebsbedingungen einer Gasturbine bestmöglich gestaltet ist, insbesondere um bei Einsatz einer vertretbaren Menge an Kühlmittel eine hinreichende Kühlung mit möglichst hoher Lebensdauer des Schaufelblatts zu erzielen.Based on the above-described prior art, the present invention seeks to provide an airfoil for a turbine blade, which is best suited for different operating conditions of a gas turbine, in particular to achieve sufficient cooling with the highest possible life of the airfoil when using a reasonable amount of coolant ,

Diese Aufgabe wird mit einem Schaufelblatt der eingangs genannten Art dadurch gelöst, dass die beiden Reihen von Kühllöchern zumindest teilweise längs der Vorderkante auf einer Wellenlinie angeordnet sind.This object is achieved with an airfoil of the type mentioned above in that the two rows of cooling holes are arranged at least partially along the front edge on a wavy line.

Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass die tatsächliche Heißgasströmungsrichtung von der zur Auslegung des Schaufelblatts herangezogenen Strömungsrichtung abweichen kann einerseits aufgrund unterschiedlicher Betriebsweisen der Gasturbine. Die Abweichungen können aufgrund einer zur Nennlast veränderten Lastabgabe auftreten. Andererseits wurde erkannt, dass insbesondere bei Laufschaufeln der Stagnationspunkt eines Schaufelprofils im Bereich der Vorderkante oszillieren kann aufgrund von Strömungseffekten, die von einer stromauf der Laufschaufel angeordneten Leitschaufel hervorgerufen werden. Die Oszillation des Stagnationspunktes eines Schaufelprofils führt zu lokal erhöhter Oberflächentemperatur des Schaufelblattes, dem mit der Erfindung wirksam begegnet werden kann.The invention is based on the finding that the actual hot gas flow direction can deviate from the flow direction used for the design of the airfoil on the one hand due to different operating modes of the gas turbine. The deviations may occur due to a change in the rated load load. On the other hand, it has been recognized that, particularly with blades, the stagnation point of a blade profile can oscillate in the region of the leading edge due to flow effects caused by a vane arranged upstream of the blade. The oscillation of the stagnation point of a blade profile leads to locally increased surface temperature of the blade, which can be effectively counteracted by the invention.

Um beiden Effekten entgegenzuwirken wird mit der Erfindung nunmehr vorgeschlagen, zwei Reihen von Kühllöchern im Bereich der Vorderkante vorzusehen, die zumindest teilweise auf einer gekrümmten Wellenlinie angeordnet sind. Die Kühllöcher sind zur Druckseite bzw. Saugseite hin verschoben, bezogen auf den oszillierenden Stagnationspunkt des betreffenden Schaufelprofils. Während der Designphase wird für jedes Schaufelprofil ein Bereich ermittelt, in dem der Stagnationspunkt auftreten, kann. Jeder dieser Bereiche ist durch zwei Endpunkte definiert, aus denen dann ein mittlerer Staupunkt ermittelbar ist. Anschließend werden die beiden Kühllöcher so positioniert, dass eine bestmögliche Kühlung erreicht wird. Hiermit lässt sich der Kühleffekt lokal optimieren. Durch die Verwendung von lediglich zwei Kühlreihen anstelle von üblicherweise drei oder mehr Kühlreihen kann zudem die zur Kühlung erforderliche Menge an Kühlmittel reduziert werden. Der reduzierte Verbrauch an Kühlmittel trägt während des Betriebs der Gasturbine zu dessen Wirkungsgradsteigerung bei.To counteract both effects is now proposed with the invention to provide two rows of cooling holes in the region of the leading edge, at least partially on a curved wavy line are arranged. The cooling holes are displaced towards the pressure side or suction side, based on the oscillating stagnation point of the relevant blade profile. During the design phase, a range is determined for each blade profile in which the stagnation point can occur. Each of these areas is defined by two endpoints, from which a mean stagnation point can be determined. Then the two cooling holes are positioned so that the best possible cooling is achieved. This optimizes the cooling effect locally. By using only two rows of cooling instead of usually three or more rows of cooling can also reduce the amount of coolant required for cooling. The reduced consumption of coolant contributes during operation of the gas turbine to increase its efficiency.

In den Unteransprüchen sind weitere vorteilhafte Maßnahmen aufgelistet, die beliebig miteinander kombiniert werden können. Damit lassen sich weitere Vorteile erzielen.In the subclaims further advantageous measures are listed, which can be combined with each other. This can be further advantages.

Gemäß einer ersten vorteilhaften Ausgestaltung der Erfindung sind die beiden Reihen von Kühllöchern längs der Gesamterstreckung der Vorderkante zwischen 0% und 100% Schaufelblatthöhe auf einer Wellenlinie mit mehreren Wellentälern und Wellenbergen angeordnet. Mithin sind die Kühllöcher der beiden Reihen wiederholt lokal zur Druckseite geringfügig verschoben, verglichen mit Kühllöchern auf einer anderen Schaufelblatthöhe.According to a first advantageous embodiment of the invention, the two rows of cooling holes along the entire extension of the leading edge between 0% and 100% blade height are arranged on a wavy line with multiple troughs and wave crests. Thus, the cooling holes of the two rows are repeatedly shifted locally to the pressure side slightly, compared to cooling holes on a different blade height.

Gemäß einer dazu alternativen Ausgestaltung sind die beiden Reihen von Kühllöchern lediglich teilweise längs der Vorderkante auf einer Wellenlinie angeordnet, derart, dass die beiden Reihen von Kühllöchern in einem ersten Bereich, welcher zwischen 0% und etwa 40% Schaufelblatthöhe angeordnet ist, im Wesentlichen parallel beidseits der Vorderkante angeordnet sind und in einem sich daran unmittelbar angrenzenden zweiten Bereich, welcher sich zwischen etwa 40% und etwa 75% Schaufelblatthöhe und höher erstreckt, druckseitig verlagert angeordnet sind und wobei die beiden Reihen von Kühllöchern in einem sich an den zweiten Bereich unmittelbar angrenzenden dritten Bereich, welcher bei 100% Schaufelblatthöhe endet, mit steigender Schaufelblatthöhe wieder zur Vorderkante hin zurückverlagert angeordnet sind.According to an alternative embodiment, the two rows of cooling holes are only partially along the leading edge on a wavy line, such that the two rows of cooling holes in a first region, which is located between 0% and about 40% blade height, substantially parallel on both sides the leading edge are arranged and arranged in a second region immediately adjacent thereto, which extends between about 40% and about 75% blade height and higher, arranged on the pressure side and wherein the two rows of cooling holes in a third region immediately adjacent to the second region, which ends at 100% blade height, are arranged with increasing blade blade height shifted back to the front edge.

Dieser Ausgestaltung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass die Verschiebung des Stagnationspunkts eines Schaufelprofils im radial inneren Bereich des Schaufelblatts eher schmalbandig ist, wohingegen ab einer Schaufelblatthöhe von etwa 40% die Verschiebung zunimmt und überdies eher druckseitig ist. Dementsprechend sind die Kühllöcher der beiden Reihen in dem Bereich von 40% bis 100% zur Druckseite hin verschoben, wobei vorzugsweise bei etwa 75% Schaufelblatthöhe die maximale druckseitige Verschiebung angeordnet ist. Bezogen auf eine Sehnenlänge des Schaufelblatts beträgt der Wert der druckseitigen Maximalverschiebung nicht mehr als 5% der Schaufelprofilsehnenlänge, minimal vorzugsweise jedoch mindestens 2%.This refinement is based on the finding that the displacement of the stagnation point of a blade profile in the radially inner region of the blade blade is rather narrow-banded, whereas from a blade blade height of about 40% the displacement increases and, moreover, is more on the pressure side. Accordingly, the cooling holes of the two rows are shifted in the range of 40% to 100% to the pressure side, wherein preferably at about 75% blade height, the maximum pressure-side displacement is arranged. Based on a chord length of the airfoil, the value of the pressure-side maximum displacement is not more than 5% of the blade chord length, but preferably at least 2% minimum.

Insofern ergibt sich für die beiden Reihen an Kühllöchern eine eher geradlinige Ausgestaltung im Bereich von 0% bis 40% Schaufelblatthöhe und eine zur Druckseite hin gewölbte Kontur der Reihen für den Abschnitt zwischen 40% und 100% Schaufelblatthöhe. Insbesondere bei unterschiedlichen Betriebspunkten, beispielsweise bei niedriger Teillast, treten derartige Verschiebungen der Stagnationslinie auf, so dass eine Schaufel, welche für eine besonders flexibel betriebene Gasturbine vorgesehen ist, eine derartige Konfiguration aufweist.In this respect results for the two rows of cooling holes a rather straight configuration in the range of 0% to 40% blade height and a curved towards the pressure side contour of the rows for the section between 40% and 100% blade height. In particular, at different operating points, for example, at low partial load, such shifts of stagnation occur, so that a blade, which is provided for a particularly flexible operated gas turbine, having such a configuration.

Ergänzend zu den vorgenannten Ausgestaltungen ist es von besonderem Vorteil, wenn der erste Abstand zwischen den beiden Reihen von Kühllöchern längs der Vorderkante variiert, so dass der erste Abstand für einige Schaufelblatthöhen unterschiedlich groß ist. Mit dieser Maßnahme kann das lokale Kühlvermögen der Turbinenschaufel im Bereich der Vorderkante an die individuelle Temperaturbelastung lokal angepasst werden.In addition to the aforementioned embodiments, it is of particular advantage if the first distance between the two rows of cooling holes varies along the front edge, so that the first distance is different for some blade blade heights. With this measure, the local cooling capacity of the turbine blade in the region of the leading edge can be adapted locally to the individual temperature load.

Selbstverständlich ist für jede Schaufelblatthöhe durch eine Querschnittsbetrachtung ein Schaufelprofil ermittelbar, welches bekanntermaßen die Form eines gewölbten Tropfens aufweist. Jedes Schaufelprofil weist mithin im Bereich der Vorderkante einen Nasenradius auf, wobei die Schaufelprofile auf Höhe von Kühllöchern einen ersten Abstand zwischen den beiden Reihen aufweisen, dessen Größe im Bereich zwischen dem 0,4-fachen und dem 0,7-fachen des zugehörigen Nasenradius liegt. Eingehende Untersuchungen haben herausgefunden, dass die Wirksamkeit der Kühlung vom Abstand der Kühllöcher unterschiedlicher Reihen und von der Krümmung der Vorderkante, dem sogenannten Nasenradius sowie der Länge der Camberline, der Schaufelzahl und dem Turning des Schaufelprofils abhängt. Es wurde sodann festgestellt, dass eine besonders effiziente Kühlung des Vorderkantenbereichs erzielt werden kann, wenn der erste Abstand zwischen den auf gleicher Schaufelblatthöhe liegenden Kühllöchern unterschiedlicher Reihen im beanspruchten Intervall liegt.Of course, a blade profile can be determined for each blade height by a cross-sectional view, which is known to have the shape of a curved drop. Each blade profile therefore has a nose radius in the region of the front edge, wherein the blade profiles at the level of cooling holes have a first distance between the two rows whose size is in the range between 0.4 times and 0.7 times the associated nose radius , In-depth investigations have found that the effectiveness of the cooling depends on the distance of the cooling holes of different rows and the curvature of the leading edge, the so-called nose radius and the length of the camberline, the number of blades and the turning of the blade profile. It was then found that a particularly efficient cooling of the leading edge region can be achieved if the first distance between the lying on the same blade height cooling holes of different rows in the claimed interval.

Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung ist der erste Abstand auf halber Schaufelblatthöhe am kleinsten und nimmt zu den beiden Enden hin zu. Die Zunahme ist insbesondere moderat.According to a further advantageous embodiment, the first distance at half blade height is the smallest and increases toward the two ends. The increase is particularly moderate.

Um die Kühlung der Vorderkante für unterschiedliche Schaufelblatthöhen weiter bedarfsgemäß anzupassen, weist bevorzugtermaßen jedes Kühlloch einen den Kühlmitteldurchfluss einstellenden Drosselquerschnitt auf, wobei die Drosselquerschnitte einiger Kühllöcher unterschiedlich groß sind. Besonders bevorzugt sind die Drosselquerschnitte der Kühllöcher im Bereich der halben Schaufelblatthöhe größer als der Drosselquerschnitt der Kühllöcher im von der halben Schaufelblatthöhe weiter entfernten Bereich.In order to further adapt the cooling of the front edge as required for different blade blade heights, each cooling hole preferably has a throttle cross section which adjusts the coolant flow, the throttle cross sections of some cooling holes being of different sizes. Particularly preferably, the throttle cross-sections of the cooling holes in the region of half the blade blade height are greater than the throttle cross-section of the cooling holes in the farther from half the blade blade height range.

Dieser Ausgestaltung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass bei halber Schaufelblatthöhe und der daran unmittelbar angrenzenden Bereiche ein etwas erhöhter Kühlbedarf vorherrscht als in denjenigen Bereichen der Vorderkante, welche von der halben Schaufelblatthöhe weiter entfernt liegen.This embodiment is based on the finding that at half the blade blade height and the areas immediately adjacent to it, a somewhat higher cooling requirement prevails than in those areas of the leading edge which are farther from the half blade height.

Besonders bevorzugt ist diejenige Ausgestaltung, bei der die beiden Reihen von Kühllöchern beidseits einer mittleren Staupunktlinie der ankommenden Heißgasströmung angeordnet sind. An dieser Stelle teilt sich die Heißgasströmung auf in einen zur Druckseite und einen zur Saugseite strömenden Anteil aufteilende zu beiden Seiten hin umgelenkt, sodass aufgrund der beidseitigen Anordnung der Kühllöcher die darunter liegende Bauteilwand besonders effizient vor den hohen Temperaturen des Heißgases geschützt ist.Particularly preferred is that embodiment in which the two rows of cooling holes are arranged on both sides of a mean stagnation point line of the incoming hot gas flow. At this point, the hot gas flow is divided into a dividing to the pressure side and a proportion flowing to the suction side deflected to both sides, so that due to the two-sided arrangement of the cooling holes, the underlying component wall is particularly efficiently protected from the high temperatures of the hot gas.

Bevorzugtermaßen ist das Schaufelblatt Teil einer Turbinenschaufel, insbesondere einer Turbinenleitschaufel einer stationären Gasturbine.Preferably, the airfoil is part of a turbine blade, in particular a turbine guide vane of a stationary gas turbine.

Im Folgenden wird nun die Erfindung anhand der in den Figuren dargestellten Ausführungsbeispiele näher beschrieben und erläutert. Darin zeigen:

Figur 1
in perspektivischer Darstellung eine Turbinenlaufschaufel mit einem erfindungsgemäßen Schaufelblatt gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel,
Figur 2
in perspektivischer Darstellung eine Turbinenlaufschaufel mit einem erfindungsgemäßen Schaufelblatt gemäß eines zweiten Ausführungsbeispiels und
Figur 3
das Schaufelprofil des Schaufelblatts gemäß dem ersten Ausführungsbeispiel.
The invention will now be described and explained in more detail below with reference to the embodiments illustrated in the figures. Show:
FIG. 1
1 is a perspective view of a turbine blade with an airfoil according to the invention, according to a first embodiment,
FIG. 2
in a perspective view of a turbine blade with an airfoil according to the invention according to a second embodiment and
FIG. 3
the blade profile of the blade according to the first embodiment.

In den Ausführungsbeispielen und Figuren können gleiche oder gleichwirkende Merkmale jeweils mit den gleichen Bezugszeichen versehen sein. Die dargestellten Merkmale und deren Größenverhältnisse untereinander sind grundsätzlich nicht als maßstabsgerecht anzusehen, vielmehr können einzelne Elemente zur besseren Darstellung und/oder zum besseren Verständnis im Verhältnis größer dimensioniert dargestellt sein.In the exemplary embodiments and figures, identical or equivalent features may each be provided with the same reference numerals. The illustrated features and their proportions with each other are basically not to be regarded as true to scale, but rather individual elements for a better representation and / or for better understanding in relation to be shown in larger dimensions.

In Figur 1 ist in perspektivischer Darstellung eine Turbinenlaufschaufel 10 dargestellt. Die Turbinenschaufel 10 umfasst aufeinanderfolgend einen im Wesentlichen tannenbaumförmigen Schaufelfuß 12, an den sich eine Heißgasplattform 14 anschließt. An dessen dem Heißgas S zugewandten Oberfläche ist ein erfindungsgemäßes Schaufelblatt 16 gemäß einem ersten Ausführungsbeispiel angeordnet. Das Schaufelblatt 16 umfasst bekanntermaßen eine Vorderkante 18 und eine Hinterkante 20, zwischen denen sich eine Saugseitenwand 17 und eine Druckseitenwand 19 erstreckt. In einer Querrichtung dazu erstreckt sich das Schaufelblatt 16 von einem fußseitigen Ende 21 bei 0% Schaufelblatthöhe zu einem spitzenseitigen Ende 23 bei 100% Schaufelblatthöhe. Längs der Vorderkante 18 sind zwei Reihen R1, R2 von Kühllöchern 22 angeordnet. Die beiden Reihen R1, R2 verlaufen entlang einer Wellenlinie mit mehreren Wellentälern und Wellenbergen und sind gleichzeitig beidseits einer mittleren Staupunktlinie 24 angeordnet.In FIG. 1 is a perspective view of a turbine blade 10 is shown. The turbine blade 10 comprises in succession a substantially fir-tree-shaped blade root 12, to which a hot gas platform 14 adjoins. At its surface facing the hot gas S, an inventive blade 16 is arranged according to a first embodiment. The airfoil 16 is known to include a leading edge 18 and a trailing edge 20, between which a suction sidewall 17 and a pressure sidewall 19 extend. In a transverse direction, the airfoil 16 extends from a root end 21 at 0% airfoil height to a tip end 23 at 100% airfoil height. Along the front edge 18, two rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 are arranged. The two rows R 1 , R 2 extend along a wavy line with a plurality of wave troughs and wave crests and are simultaneously arranged on both sides of a middle stagnation point line 24.

Ein zweites Ausführungsbeispiel der Erfindung ist in Figur 2 dargestellt. Anstelle der insgesamt wellenförmigen Anordnung von Kühllöchern 22 in den Reihen R1, R2 ist hier ein Bereich geradlinig, gefolgt von einem bauchigen Abschnitt. Im Detail sind die beiden Reihen R1, R2 von Kühllöchern 22 in dem ersten, radial innenliegenden Bereich so angeordnet, dass sie parallel zur Vorderkante 18 beidseits dieser angeordnet sind. Dieser erste Bereich B1 erstreckt sich zwischen 0% und etwa 40% Schaufelblatthöhe. Daran radial außen anschließend ist ein zweiter Bereich B2 vorgesehen. Dieser endet auf einer Schaufelblatthöhe von etwa 75%. In diesem Bereich verschieben sich die Kühllöcher 22 beider Reihen R1, R2 mit zunehmender Höhe weiter in Richtung Druckseite, bis sie bei etwa 75% Schaufelblatthöhe die Maximalverschiebung von der Vorderkante 18 weg erreicht haben. In dem sich daran anschließenden dritten Bereich B3 verlagern sich die Kühllöcher 22 der beiden Reihen R1, R2 in Richtung der Vorderkante 18 wieder zurück.A second embodiment of the invention is in FIG. 2 shown. Instead of the overall wave-shaped arrangement of cooling holes 22 in rows R 1 , R 2 , here a region is rectilinear, followed by a bulbous section. In detail, the two rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 in the first, radially inner region are arranged so that they are arranged parallel to the front edge 18 on both sides thereof. This first region B 1 extends between 0% and about 40% vane height. Thereafter radially outward, a second region B 2 is provided. This ends at a blade height of about 75%. In this area, the cooling holes 22 of both rows R 1 , R 2 move with increasing height in the direction of the pressure side until they have reached the maximum displacement of the leading edge 18 at about 75% blade height. In the adjoining third area B 3 , the cooling holes 22 of the two rows R 1 , R 2 shift back in the direction of the front edge 18.

Mit Hilfe der beiden dargestellten Ausführungsbeispiele ist es möglich, die Vorderkante 18 der Turbinenschaufel 10 für unterschiedliche Anströmungsbedingungen und unterschiedliche Betriebsweisen anzupassen unter Erreichung einer weiterhin hinreichenden Kühlung der Vorderkante 18 bei moderatem Einsatz von Kühlmittel. Insbesondere durch die Verwendung von lediglich zwei Reihen R1, R2 an Kühllöchern 22 anstelle von drei Reihen lässt sich der Herstellungsaufwand bei der Turbinenschaufel 10 signifikant reduzieren. Eine geringere Anzahl von Kühllöchern 22 bedeutet zugleich, dass das Risiko der Risserzeugung gesenkt worden ist. Weiterhin wird die Menge an Kühlmittel, beispielsweise Kühlluft, reduziert, was zur Erhöhung des Turbinenwirkungsgrades beiträgt.With the help of the two illustrated embodiments, it is possible to adjust the leading edge 18 of the turbine blade 10 for different flow conditions and different modes of operation while still achieving sufficient cooling of the leading edge 18 with moderate use of coolant. In particular, by the use of only two rows R 1 , R 2 on cooling holes 22 instead of three rows, the manufacturing cost of the turbine blade 10 can be significantly reduced. A smaller number of cooling holes 22 at the same time means that the risk of crack generation has been reduced. Furthermore, the amount of coolant, for example, cooling air, is reduced, which contributes to increasing the turbine efficiency.

In beiden Figuren sind die Kühllöcher 22 lediglich schematisch als Kreise dargestellt, wobei deren Drosselquerschnitte durch unterschiedlich große Kreise schematisch dargestellt worden sind. Selbstverständlich kann es sich bei den Kühllöchern 22 um Filmkühllöcher handeln, die eine diffusorartige Öffnung aufweisen. Deren Diffusor kann sogar profiliert ausgestaltet sein. Auch ein auf der Oberfläche des Schaufelblatts 16 quer zu erfassender Abstand A zwischen den Kühllöchern 22 kann auf unterschiedlichen Schaufelblatthöhen unterschiedlich groß sein.In both figures, the cooling holes 22 are shown only schematically as circles, wherein the throttle cross sections have been shown schematically by different sized circles. Of course, the cooling holes 22 may be film cooling holes having a diffuser-like opening. Their diffuser can even be profiled designed. A distance A between the cooling holes 22 to be detected transversely on the surface of the blade 16 may also be different at different blade blade heights.

Figur 3 zeigt zudem als ein Schaufelprofil 28 den Querschnitt durch das Schaufelblatt 16 des ersten Ausführungsbeispiels gemäß Figur 1. Zwischen der Saugseitenwand 17 und der Druckseitenwand 19 erstreckt sich mittig einer gedachte Linie, welche als Schaufelprofilmittenlinie oder auch als Camberline bekannt ist. Die Schaufelprofilmittenlinie ist mit dem Bezugszeichen 30 versehen. Der zuvorderst angeordnete Punkt der Schaufelprofilmittenlinie 30 definiert die Vorderkante 18. Je nach tatsächlicher Anströmung bzw. Fehlanströmung des Schaufelprofils 28 kann der Stagnationspunkt 25 abseits der Vorderkante 18 hin zur Druckseite 19 oder hin zur Saugseite 17 geringfügig verschoben sein. Die (mittleren) Stagnationspunkte 25 jedes Schaufelprofilschnitts, die auf beliebigen Schaufelblatthöhen ermittelbar sind, bilden gemeinsam die Staupunktlinie 24. Der Nasenradius ist mit R bezeichnet. FIG. 3 also shows as a blade profile 28 according to the cross section through the airfoil 16 of the first embodiment FIG. 1 , Between the suction side wall 17 and the pressure side wall 19 extends centrally an imaginary line, which is known as Schaufelprofilmittenlinie or as Camberline. The blade profile center line is designated by the reference numeral 30. The vorderst arranged point of the blade profile center line 30 defines the leading edge 18. Depending on the actual flow or Fehlanströmung the blade profile 28, the stagnation point 25 may be slightly shifted away from the leading edge 18 toward the pressure side 19 or towards the suction side 17. The (middle) stagnation points 25 of each blade profile section, which can be determined on any blade height, together form the stagnation point line 24. The nose radius is denoted by R.

Insgesamt betrifft die Erfindung ein Schaufelblatt 16 für eine Turbinenschaufel 10, umfassend eine von einem Heißgas S anströmbare Vorderkante 18, von der aus sich eine Saugseitenwand 17 und eine Druckseitenwand 19 zu einer Hinterkante 20 des Schaufelblatts 16 erstrecken, wobei das Schaufelblatt 16 in einer Querrichtung dazu sich von einem fußseitigen Ende 21 mit einer Schaufelblatthöhe von 0% zu einem spitzenseitigen Ende 23 mit einer Schaufelblatthöhe von 100% erstreckt, mit zwei längs der Vorderkante angeordneten Reihen R1, R2 von Kühllöchern 22, die zueinander einen senkrecht zur Vorderkante 18 zu erfassenden ersten Abstand A aufweisen. Um eine Turbinenschaufel bereitzustellen, welche mit vermindertem Kühlaufwand eine weiterhin zuverlässige Kühlung der Vorderkante 18 für unterschiedliche Betriebsbedingungen einsetzbar ist, wird vorgeschlagen, dass die beiden Reihen R1, R2 von Kühllöchern 22 zumindest teilweise längs der Vorderkante 18 auf einer Wellenlinie angeordnet sind.Overall, the invention relates to an airfoil 16 for a turbine blade 10, comprising a front edge 18, which can be aspirated by a hot gas S, from which a suction side wall 17 and a pressure side wall 19 extend to a trailing edge 20 of the airfoil 16, the airfoil 16 in a transverse direction thereto extending from a foot-side end 21 with a blade height of 0% to a tip-side end 23 with a blade height of 100%, with two arranged along the leading edge rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 to one another perpendicular to the front edge 18 to be detected have first distance A. In order to provide a turbine blade, which can be used with reduced cooling cost, a further reliable cooling of the leading edge 18 for different operating conditions, it is proposed that the two rows R 1 , R 2 of cooling holes 22 are at least partially disposed along the front edge 18 on a wavy line.

Claims (12)

Hohles Schaufelblatt (16) für eine Turbinenschaufel, umfassend eine von einem Heißgas (S) anströmbare Vorderkante, von der aus sich eine Saugseitenwand (17)und eine Druckseitenwand (19) zu einer Hinterkante (20) des Schaufelblatts (16) erstrecken, wobei das Schaufelblatt (16) in einer Querrichtung dazu sich von einem fußseitigen Ende mit einer Schaufelblatthöhe von 0% zu einem spitzenseitigem Ende (23) mit einer Schaufelblatthöhe von 100% erstreckt,
mit zwei längs der Vorderkante (18) angeordneten Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22), die zueinander einen senkrecht zur Vorderkante (18) zu erfassenden ersten Abstand (A) aufweisen, dadurch gekennzeichnet, dass die beiden Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22) zumindest teilweise längs der Vorderkante (18) auf eine Wellenlinie angeordnet sind.A turbine blade hollow airfoil (16) comprising a leading edge, which is flowable by a hot gas (S), from which a suction sidewall (17) and pressure sidewall (19) extend to a trailing edge (20) of the airfoil (16) Airfoil (16) extending in a transverse direction from a foot-side end with a blade height of 0% to a tip-side end (23) with a blade height of 100%,
with two rows (R 1 , R 2 ) of cooling holes (22) arranged along the front edge (18), which have mutually perpendicular to the front edge (18) to be detected first distance (A), characterized in that the two rows (R 1 , R 2 ) of cooling holes (22) at least partially along the leading edge (18) are arranged on a wavy line. Schaufelblatt nach Anspruch 1,
die beim die beiden Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22) längs der Gesamterstreckung der Vorderkante (18) zwischen 0% und 100% Schaufelblatthöhe auf eine Wellenlinie angeordnet sind.Airfoil according to claim 1,
wherein the two rows (R 1 , R 2 ) of cooling holes (22) along the total extension of the leading edge (18) between 0% and 100% blade height are arranged on a wavy line. Schaufelblatt nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei dem die beiden Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22) lediglich teilweise längs der Vorderkante (18) auf eine Wellenlinie angeordnet sind, derart, dass
die beiden Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22) in einem ersten Bereich, welcher zwischen 0% und etwa 40% Schaufelblatthöhe angeordnet ist, im wesentlichen parallel beidseits der Vorderkante (18) angeordnet sind und in einem sich daran unmittelbar angrenzenden zweiten Bereich, welcher sich zwischen etwa 40% und etwa 75% Schaufelblatthöhe erstreckt, druckseitig verlagert angeordnet sind, und wobei die beiden Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22) in einem sich an den zweiten Bereich unmittelbar angrenzenden dritten Bereich, welcher bei 100% Schaufelblatthöhe endet, mit steigender Schaufelblatthöhe weiter zur Vorderkante (18) hin zurückverlagert angeordnet sind.Airfoil according to one of the preceding claims,
in which the two rows (R 1 , R 2 ) of cooling holes (22) are arranged only partially along the front edge (18) on a wavy line such that
the two rows (R 1 , R 2 ) of cooling holes (22) are disposed in a first region located between 0% and about 40% blade height, substantially parallel on both sides of the leading edge (18) and in an immediately adjacent one second region, which extends between about 40% and about 75% vane height, are arranged displaced on the pressure side, and wherein the two rows (R 1 , R 2 ) of cooling holes (22) in one to the second region immediately adjacent third area, which ends at 100% blade height, are arranged with rising blade height further to the front edge (18) back displaced. Schaufelblatt nach Anspruch 3,
bei dem die beiden Reihen (R1, R2) an Kühllöchern (22) ab einer Schaufelblatthöhe von 40% zu der Druckseite hin verschoben sind, derart, dass der Punkt der druckseitigen maximalen Verschiebung bei etwa 75% Schaufelblatthöhe oder höher angeordnet ist.Airfoil according to claim 3,
wherein the two rows (R 1 , R 2 ) on cooling holes (22) are displaced from a blade height of 40% to the pressure side, such that the point of the pressure-side maximum displacement is located at about 75% blade height or higher. Schaufelblatt nach Anspruch 1, 2, 3 oder 4,
bei dem die druckseitige maximale Verschiebung von 2% bis 10% einer Schaufelprofilsehnenlänge beträgt, welche dem axialen Abstand zwischen der Vorderkante (18) und der Hinterkante (20) entspricht, erfasst auf der Schaufelblatthöhe der maximalen Verschiebung.An airfoil according to claim 1, 2, 3 or 4,
wherein the pressure-side maximum displacement is from 2% to 10% of a blade chord length corresponding to the axial distance between the leading edge (18) and the trailing edge (20) detected at the blade height of the maximum displacement. Schaufelblatt nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei dem der erste Abstand (A) zwischen den beiden Reihen (R1, R2) längs der Vorderkante (18) variiert.Airfoil according to one of the preceding claims,
wherein the first distance (A) between the two rows (R 1 , R 2 ) varies along the leading edge (18). Schaufelblatt nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei dem für jede Schaufelblatthöhe ein Schaufelprofil (28) ermittelbar ist, welches Schaufelprofil (28) im Bereich der Vorderkante (18) einen Nasenradius (R) aufweist, wobei die Schaufelprofile auf Höhe von Kühllöchern (22) einen ersten Abstand (A) zwischen den beiden Reihen (R1, R2) aufweisen, dessen Größe im Bereich zwischen dem 0,4-fachen und dem 0,7-fachen des zugehörigen Nasenradius liegt.Airfoil according to one of the preceding claims,
in which for each blade height a blade profile (28) can be determined, which blade profile (28) in the region of the front edge (18) has a nose radius (R), wherein the blade profiles at the height of cooling holes (22) has a first distance (A) between the two rows (R 1 , R 2 ) whose size is in the range between 0.4 times and 0.7 times the associated nose radius. Schaufelblatt nach Anspruch 7,
bei dem der erste Abstand (A) auf halber Schaufelblatthöhe am kleinsten ist und zu den beiden Enden hin zunimmt.Airfoil according to claim 7,
in which the first distance (A) is the smallest at half the blade height and increases towards the two ends. Schaufelblatt nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei dem jedes Kühlloch einen den Kühlmitteldurchfluss einstellenden Drosselquerschnitt aufweist, wobei die Drosselquerschnitte einiger Kühllöcher (22) unterschiedlich groß sind.Airfoil according to one of the preceding claims,
in which each cooling hole has a throttle cross section which adjusts the coolant flow, the throttle cross sections of some cooling holes (22) having different sizes. Schaufelblatt nach Anspruch 7,
bei dem die Drosselquerschnitte der Kühllöcher (22) im Bereich der halben Schaufelblatthöhe größer sind als der Drosselquerschnitt der Kühllöcher (22) im von der halben Schaufelblatthöhe weiter entfernten Bereich.Airfoil according to claim 7,
in which the throttle cross sections of the cooling holes (22) in the region of half the blade blade height are greater than the throttle cross section of the cooling holes (22) in the area farther from half the blade blade height. Schaufelblatt nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei dem die beiden Reihen (R1, R2) von Kühllöchern (22) beidseits einer Staupunktlinie (24) der ankommenden Heißgasströmung angeordnet sind.Airfoil according to one of the preceding claims,
in which the two rows (R 1 , R 2 ) of cooling holes (22) are arranged on both sides of a stagnation point line (24) of the incoming hot gas flow. Turbinenschaufel (10) für eine stationäre Gasturbine, umfassend ein Schaufelblatt (16) nach einem der vorangehenden Ansprüche.A turbine blade (10) for a stationary gas turbine, comprising an airfoil (16) according to any one of the preceding claims.
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