JP2001505275A

JP2001505275A - Turbine blades and their use in gas turbine equipment

Info

Publication number: JP2001505275A
Application number: JP52504598A
Authority: JP
Inventors: ヘンドラー、ミヒアエル; ショイルレン、ミヒアエル
Original assignee: Siemens AG
Current assignee: Siemens AG
Priority date: 1996-12-02
Filing date: 1997-11-18
Publication date: 2001-04-17
Anticipated expiration: 2017-11-18
Also published as: EP0954680A1; WO1998025009A1; JP4027430B2; EP0954680B1; DE59706345D1

Abstract

(57)【要約】本発明は、高温ガス（１８）で洗流される壁構造物（２）を備え、この壁構造物（２）が外側壁（３）と内側壁（４）との間に冷却流体（６）が貫流する冷却部位（５）を有しているタービン翼（１）に関する。各冷却部位（５）は冷却流体（６）で洗流される複数の熱伝達要素（７）を有し、これらの熱伝達要素（７）は冷却流体の主流れ方向（１２）に沿って連続して配置され、熱的に外側壁（３）に結合されている。 The present invention comprises a wall structure (2) that is flushed with a hot gas (18), wherein the wall structure (2) is located between an outer wall (3) and an inner wall (4). A turbine blade (1) having a cooling section (5) through which a cooling fluid (6) flows. Each cooling site (5) has a plurality of heat transfer elements (7) that are flushed with a cooling fluid (6), these heat transfer elements (7) being continuous along the main flow direction (12) of the cooling fluid. And is thermally coupled to the outer wall (3).

Description

【発明の詳細な説明】タービン翼並びにガスタービン設備におけるその使用本発明は、高温ガスで洗流される壁構造物を備え、この壁構造物が少なくとも区域的に高温ガスで洗流される外側壁と、内側壁と、内外壁間に配置され冷却流体が貫流する冷却部位とを有しているタービン翼に関する。本発明は更にこのガスタービン翼のガスタービン設備における使用に関する。冷却ガスが導入されて冷却されるガスタービンの静翼は米国特許第５４１９０３９号明細書に記載されている。その静翼は一つの鋳造品として形成されるか二つの鋳造部分から組み立てられる。その静翼はその内部にガスタービン設備の圧縮機からの冷却空気の導入路を有している。ガスタービンの高温ガス流に曝され空気導入路を包囲している壁構造物に片側が開いた冷却ポケットが鋳造成形されている。その冷却ポケットは壁構造物の外側面において高温ガスの流れ方向並びに高温ガスの流れ方向に垂直に静翼の主広がり方向に沿って配置されている。冷却空気導入路から壁構造物にある多数の孔を介して冷却ポケットの中に冷却空気が流入する。冷却ポケットは高温ガスの流れ方向に冷却空気で貫流され、この冷却空気は静翼を鋳造する際に既に形成され冷却ポケットの全幅にわたって延びる隙間内において高温ガスの流れの中に流出する。これによって壁構造物の外側表面に或る程度の膜冷却が得られる。熱伝達を改善するために詳述されていない一つあるいは複数のベースが冷却ポケットに設けられている。ドイツ特許出願公告第２２４１１９２号明細書にインサートを備えた中空ガスタービン翼が記載されている。そのインサートはタービン翼によって包囲されている中空室の中で分離壁として使用される。そのインサートはスペーサによって互いに間隔を隔てられている二つの部分から成っている。タービン翼の中空室は長手方向に延びる条帯によって冷却空気流入室と冷却空気流出室とに分割されている。冷却空気流入室の中にインサートと翼壁との間に中間室が形成され、この中間室の中に翼壁に結合され熱伝達にも使用されるスペーサが設けられている。インサートの両部分は、これがタービン翼流入縁だけで流入室に向いて開いた通路を形成するように、冷却空気流入室において透過不能に形成されている。従って冷却空気はタービン翼流入縁からインサートの両部分によって形成された通路を通ってタービン翼流出縁の方向に流れる。冷却空気流出室においてインサートの両部分は多数の開口を有し、それらの開口を通って冷却空気が流出室に流出する。タービン翼の流入縁並びに流出縁に冷却空気の流出開口が設けられている。流入縁における開口を通って流出する冷却空気によって翼壁の外側表面における膜冷却が達成される。１９９１年８月２６日発行の日本特許抄録のＭ−１１５１（第１５巻、第１３６号）に掲載の特開平３−１３０５０３号公報に、ガスタービンの高温負荷される部品特にガスタービン翼の水冷方法が記載されている。そのガスタービン翼は中空翼として形成され、その内部に中間壁を有している。この中間壁は冷却リブを介してタービン翼の外側壁に結合されている。中間壁で包囲されている内室の中に加圧水を中間室の中に噴射する導入路が設けられている。そのように噴射された水は中間壁に衝突してこれを冷却する。中間壁を冷却することによって冷却リブを介して翼の外側壁も冷却される。外側壁並びに中間壁に多数の小孔が存在している。本発明の課題は冷却可能な壁構造物を備えたタービン翼を提供することにある。本発明の別の課題はそのようなタービン翼の用途を提供することにある。高温ガスで洗流される壁構造物を備えたタービン翼に関する課題は本発明に基づいて、流入縁と、流出縁と、これら両縁の間に互いに対向して位置する圧力側面および吸込み側面とを有し、少なくとも区域的に、高温ガスで洗流される外側壁と、内側壁と、これらの内外壁間に配置され冷却流体が貫流する冷却部位とを有し、この冷却部位が内側壁を貫通する冷却流体入口と外側壁を貫通する冷却流体出口とを有しているタービン翼において、冷却部位内に冷却流体によって主流れ方向に洗流される複数の熱伝達要素が連続して配置され、これらの熱伝達要素が熱的に外側壁に結合されていることによって解決される。冷却部位は好適には外側壁と内側壁とで包囲された冷却室として形成されている。この冷却室の形成は冷却流体の入口および出口を形成する際における加工の柔軟性を高め、冷却流体特に冷却空気の入口並びに出口をタービン翼における要件に応じて追加的に変えることを可能にする。その場合好適には出口は一つあるいは複数の孔によって作られる。これらの孔あるいは漏斗状開口は好適には主流れ方向に対して特に４５°より小さな角度、好適には２０〜３０°傾けられる。その傾斜は好適には、タービン翼を洗流する高温ガスの流れに対して例えば同様に４５°の鋭角を成すように選定される。そのような鋭角によって外側壁の表面における冷却膜の形成が助長される。孔あるいは漏斗状開口の向きはタービン翼の主軸線に対して垂直な平面からも同様の角度だけ傾けられる。冷却流体の主流れ方向に連続して配置され外側壁に熱的に結合されている複数の熱伝達要素は、冷却部位において長い距離にわたって冷却流体を有効に加熱することを可能にする。熱伝達要素が外側壁に熱的に結合されていることによって、外側壁から冷却流体への有効な熱伝達が得られる。これは外側壁を効果的かつ効率的に冷却する。更に壁構造物を外側壁と内側壁とに設計的に分割することは壁構造物の機能的特性の切り離しを可能にし、その場合、外側壁における機械的強度についての要求は内側壁におけるそれより僅かにできる。従って内側壁はこれが高温ガス流に直接曝されないので外側壁よりも大きな厚さに形成でき、主としてタービン翼の機械的支持機能を担わせることができる。これに反して外側壁は薄い厚さに形成され、これによって外側壁は熱伝達要素を介して特に効果的に冷却される。好適には内側壁は外側壁の約１．５倍以上に厚くされている。内側壁と外側壁との間の冷却部位の横断面高さは好適には冷却流体の流速を高めるために小さくされ、特に外側壁の壁厚の範囲内にある。冷却部位の小さな貫流断面積およびこれに伴って生ずる冷却流体の高い流速によって、極めて大きな熱伝達係数が得られる。更に外側壁において冷却部位から流出する冷却空気は外側壁の高温ガスに曝される表面に冷却膜（膜冷却）を形成する。好適には複数の熱伝達要素が主流れ方向に対して好適には９０°の角度を成している線に沿って列を成して配置される。この主流れ方向が、タービン翼が延びているタービン翼主軸線に対して垂直であると有利である。静翼として採用されるタービン翼の場合、主流れ方向はタービン翼を洗流する高温ガスの流れ方向と一致しているかこれと全く逆となっている。熱伝達要素はその線に沿って好適には等間隔で配置されている。熱伝達要素は好適には柱状あるいは台状に形成され、外側壁から内側壁まで延びている。これは内側壁にも固く結合できる。熱伝達要素の横断面形状はそれぞれ熱伝達要求および流れ技術的要求に合わされ、例えば円形に、多角形にあるいは流れプロフィルに基づいて形成されている。主流れ方向に直接隣り合って連続する列の熱伝達要素は好適には互いにずらされ、特に線に沿って配置された二つの熱伝達要素間の距離の半分だけずらされている。これによって特に、線に沿って隣接する二つの熱伝達要素間を貫流する冷却流体の部分流は主流れ方向に後置された熱伝達要素に熱エネルギを交換するためにほぼ完全に接触する。冷却流体出口は外側壁の外表面に向けて広がっている漏斗状開口としても形成できる。そのような漏斗状開口の追加的な設置は例えば浸食加工あるいはレーザビーム加工によって実施される。漏斗状開口は例えば横断面円形、矩形あるいは別の単純な形状をした横断面形状を有し、場合によっては外側壁の直径に関して変化することもできる。漏斗状に広がっている開口によって外側壁の特に良好な膜冷却が達成できる。冷却流体入口は好適には外側壁に対して傾いている軸線、特に外側壁に垂直な軸線に沿って延びている。従って、その入口を通して流入する冷却流体は外側壁に衝突し、これによって少なくとも入口の範囲で外側壁の追加的な衝突冷却が達成される。特に吸込み側面における冷却部位の出口は好適には冷却空気の入口とタービン翼流入縁との間に配置されている。これは冷却流体が冷却部位の内部でタービン翼を洗流する高温ガス流の流れ方向と逆向きに流れるいわゆる対向流冷却を保証する。これは特に静翼として採用されるタービン翼の場合に一層良好な膜冷却を生ずる。この対向流式の冷却部位は好適には流出縁の周辺における吸込み側面に、その冷却流体出口が高温ガスの流れに関して吸込み側面に沿って流れる高温ガスの最も低い圧力レベルの部位の下流に位置するように配置されている。これは特に空気力学的に有利であり、その場合高温ガスの流れは流出縁において流出する冷却流体によってほとんど害されない。外側壁と内側壁との間に配置された少なくとも一つの冷却部位を有する壁構造物を備えたタービン翼は、全体として鋳造で一回の作業工程で作られる。このタービン翼は勿論鋳造後に適当な方式（接合法）で互いに固く結合される二つ以上の鋳造部品を含むこともできる。好適には冷却流体入口も鋳造で作られる。タービン翼がその主軸線に沿って並びに主軸線に対して垂直な平面内に多数の冷却部位を有すると好ましい。定置形ガスタービンの静翼は吸込み側面並びに圧力側面に３×３個の冷却室並びに達成すべき熱伝達に応じてより多くのあるいはより少ない冷却室を有する。幾何学的に複雑に形成された動翼は好適には吸込み側面および圧力側面にそれに匹敵する静翼よりも少数の冷却室を有する。タービン翼の用途に関する課題は、上述のタービン翼が特にタービン翼を洗流する高温ガスの温度が１０００℃をかなり越えているようなガスタービン設備の動翼あるいは静翼として使用されることによって解決される。図に示した実施例を参照してタービン翼を詳細に説明する。図には説明のために使用される構造的および機能的特徴が概略的に示されている。図１はガスタービンの静翼の横断面図、図２は図１における壁構造物の一部拡大縦断面図、図３は図２における壁構造物の断面図である。図１にはガスタービンの主軸線１９に沿って延びるタービン翼１つまり静翼が示されている。これは流入縁８と、流出縁９と、これらの両縁間に互いに対向して位置する圧力側面１０および吸込み側面１１とを備えた壁構造物２を有している。この壁構造物２にはその吸込み側面１１並びに圧力側面１０にそれぞれ冷却室２０として形成された三つの中空冷却部位５、５ａが設けられている。これらの冷却部位５、５ａは壁構造物２内に外側壁３と内側壁４との間に配置されている。外側壁３はガスタービン（図示せず）の運転中に高温ガス１８（図２参照）で洗流される。タービン翼１は中空翼として形成され、これにより内側壁４で包囲された冷却空気導入路２１が形成されている。冷却部位５、５ａはその横断面高さよりかなり大きな長さ、例えばその１０倍の長さを有している。外側壁３は内側壁４よりかなり薄く形成され、例えば外側壁３の壁厚は１．０ｍｍ、内側壁４の壁厚は１．５ｍｍである。冷却部位５、５ａの高さは外側壁３の壁厚の範囲内にあり、これは例えば約１．０ｍｍの高さをしている。各冷却部位５、５ａの長さにわたって多数の好適には五つ以上の熱伝達要素７が配置されている。冷却空気導入路２１から各冷却部位５、５ａにそれぞれ入口１５が通じており、この入口１５は特に一つあるいは複数の孔として形成されているか鋳造成形され、必要な冷却力に合わされている。この入口１５は外側壁３に対してほぼ垂直な軸線２２に沿って延びている。これによって入口１５の範囲で外側壁３の追加的な衝突冷却が得られる。各冷却部位５、５ａからそれぞれ出口１６が壁構造物２の外側表面に通じている。出口１６も同様に特に必要な冷却力に応じて一つあるいは複数の孔１７によって形成されている。出口１６は例えば浸食加工あるいはレーザビーム加工によって作られ、高温ガス１８の流れに向かって漏斗状に広がっている。その孔１７はタービン翼１に沿って流れる高温ガス１８の流れ方向に対して鋭角に延び、これによって壁構造物２の外側表面に冷却空気膜が特に有利に形成される。特に吸込み側面１１における出口１６は同じ冷却室２０付設された入口１５よりも流入縁８の近くに配置されている。これによって冷却空気６は冷却室２０内において高温ガス１８の流れと逆向きに流れる。図２および図３にはそれぞれ冷却室２０の範囲における壁構造物２が拡大して示されている。冷却室２０は冷却流体６、特に冷却空気で主流れ方向１２に貫流される。この主流れ方向１２はタービン翼１の主軸線１９に対してほぼ垂直に延びている。出口１６の孔１７は主軸線１９に対して垂直な平面から出ている。熱伝達要素７は直径ｄ₁の断面円形の柱として形成されている。これは内側壁４並びに外側壁３に熱的に結合されている。それぞれ主流れ方向１２に対して垂直な線１４に沿って複数の熱伝達要素７が配置されている。主流れ方向１２に沿って複数の熱伝達要素列１３ａ、１３ｂが設けられている。互いに隣り合う二つの列１３ａ、１３ｂ間の距離ｄ₂は各列１３ａ、１３ｂの互いに隣接する二つの熱伝達要素７間の距離ｄ₃と同じかそれより幾分小さくされている。熱伝達要素７の直径ｄ₁は例えば１．０ｍｍ、二つの列１３ａ、１３ｂ間の距離ｄ₂は約１．５〜１．７５ｍｍ、二つの熱伝達要素７間の距離ｄ₃は約１．７５ｍｍである。直径ｄ₁並びに距離ｄ₂、ｄ₃は必要な熱伝達に応じて線１４ごとに変えることができる。直接隣り合う両列１３ａ、１３ｂの熱伝達要素７はそれぞれの線１４の方向に互いに熱伝達要素間の距離ｄ₃の約半分の距離だけずらされている。これによって線１４の方向に隣り合う二つの熱伝達要素７の間を貫流する冷却空気６は、流れ方向に後続する列１３の熱伝達要素７に衝突してほぼ完全に接触する。熱伝達要素７をこのように互い違いに配置することによって、冷却空気６と外側壁３に結合された熱伝達要素７との間で熱伝達する冷却空気６の接触時間が増大され、これによって特に高い熱伝達作用、従って外側壁３の高い冷却作用が行われる。その冷却効率は外側壁３の壁厚が薄く形成されていることによって一層向上される。更に高温ガス１８に直接曝されない支持用内側壁４の冷却も行われる。本発明は、冷却機能が主に外側壁にそして支持機能が主に内側壁に分担されている壁構造物を備えたタービン翼によって特徴づけられる。内外壁間に小さな高さの冷却室を形成することによって、これにより冷却空気の流速が高められることによっておよび冷却室内に熱伝達要素が配置されていることによって、外側壁、従ってタービン翼全体の有効な冷却が保証される。DETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION Turbine blades and their use in gas turbine installations The present invention comprises a wall structure flushed with hot gas, the wall structure comprising an outer wall flushed at least partially with hot gas and an outer wall. , A turbine blade having an inner wall and a cooling portion disposed between the inner and outer walls and through which a cooling fluid flows. The invention further relates to the use of this gas turbine blade in gas turbine installations. A gas turbine vane to which cooling gas is introduced and cooled is described in U.S. Pat. No. 5,419,039. The vane can be formed as one casting or assembled from two castings. The vane has a passage therein for introducing cooling air from the compressor of the gas turbine facility. Cooling pockets, which are open on one side, are cast in a wall structure which is exposed to the hot gas flow of the gas turbine and surrounds the air inlet. The cooling pockets are arranged on the outer surface of the wall structure along the flow direction of the hot gas and the main spreading direction of the vane perpendicular to the flow direction of the hot gas. Cooling air flows from the cooling air introduction passage into the cooling pocket through a number of holes in the wall structure. The cooling pockets are flowed with cooling air in the direction of flow of the hot gas, which flows into the flow of hot gas in the gaps already formed during the casting of the vanes and extending over the entire width of the cooling pocket. This provides some film cooling to the outer surface of the wall structure. One or more bases, not detailed, are provided in the cooling pocket to improve heat transfer. German Offenlegungsschrift 2 241 192 describes a hollow gas turbine blade with an insert. The insert is used as a separating wall in a cavity surrounded by turbine blades. The insert consists of two parts separated from each other by a spacer. The hollow space of the turbine blade is divided into a cooling air inflow chamber and a cooling air outflow chamber by a strip extending in the longitudinal direction. An intermediate chamber is formed in the cooling air inlet chamber between the insert and the wing wall, and a spacer is provided in the intermediate chamber that is connected to the wing wall and is also used for heat transfer. Both parts of the insert are impervious in the cooling air inlet chamber such that it forms an open passage towards the inlet chamber only at the turbine blade inlet edge. Thus, cooling air flows from the turbine blade inlet edge to the turbine blade outlet edge through a passage formed by both portions of the insert. In the cooling air outlet chamber both parts of the insert have a number of openings through which the cooling air flows out to the outlet chamber. Cooling air outlet openings are provided at the inlet and outlet edges of the turbine blades. Film cooling on the outer surface of the wing wall is achieved by cooling air exiting through openings at the inlet edge. Japanese Patent Application Laid-Open No. 3-130503, published on August 26, 1991, in Japanese Patent Abstracts M-1151 (Vol. 15, No.136), discloses components which are subjected to high temperature loading of gas turbines, especially gas turbine blades. A water cooling method is described. The gas turbine blade is formed as a hollow blade and has an intermediate wall therein. This intermediate wall is connected to the outer wall of the turbine blade via cooling ribs. An introduction passage for injecting pressurized water into the intermediate chamber is provided in the inner chamber surrounded by the intermediate wall. The water so injected collides with the intermediate wall and cools it. By cooling the intermediate wall, the outer wall of the blade is also cooled via the cooling rib. Many small holes are present in the outer side wall and the intermediate wall. It is an object of the present invention to provide a turbine blade with a coolable wall structure. It is another object of the present invention to provide such a turbine blade application. The problem with turbine blades with wall structures that are flushed with hot gas is that according to the invention, an inlet edge, an outlet edge and a pressure side and a suction side located opposite each other between these two edges. Having, at least in part, an outer wall flushed with hot gas, an inner wall, and a cooling section disposed between the inner and outer walls through which a cooling fluid flows, the cooling section penetrating the inner wall. A turbine blade having a cooling fluid inlet and a cooling fluid outlet penetrating the outer wall, a plurality of heat transfer elements that are flushed in the main flow direction by the cooling fluid in the cooling portion are continuously arranged; Is thermally coupled to the outer wall. The cooling section is preferably formed as a cooling chamber surrounded by an outer wall and an inner wall. The formation of this cooling chamber increases the processing flexibility in forming the inlet and outlet of the cooling fluid and allows the inlet and outlet of the cooling fluid, especially the cooling air, to be additionally changed according to the requirements in the turbine blade . The outlet is then preferably made by one or more holes. These holes or funnel-shaped openings are preferably inclined with respect to the main flow direction, in particular at an angle of less than 45 °, preferably 20-30 °. The slope is preferably selected to make an acute angle, for example, also at 45 ° to the flow of hot gas flushing the turbine blades. Such an acute angle facilitates the formation of a cooling film on the surface of the outer wall. The orientation of the hole or funnel opening is also tilted by a similar angle from a plane perpendicular to the main axis of the turbine blade. A plurality of heat transfer elements, which are arranged continuously in the main flow direction of the cooling fluid and are thermally coupled to the outer wall, make it possible to effectively heat the cooling fluid over a long distance at the cooling site. Due to the heat transfer element being thermally coupled to the outer wall, an effective heat transfer from the outer wall to the cooling fluid is obtained. This effectively and efficiently cools the outer wall. Furthermore, the design division of the wall structure into an outer wall and an inner wall makes it possible to decouple the functional properties of the wall structure, in which case the requirements for mechanical strength at the outer wall are greater than those at the inner wall. Can be slightly. Thus, the inner wall can be formed to a greater thickness than the outer wall since it is not directly exposed to the hot gas flow, and can primarily serve the mechanical support function of the turbine blade. On the other hand, the outer wall is formed with a reduced thickness, whereby the outer wall is cooled particularly effectively via the heat transfer element. Preferably, the inner wall is at least about 1.5 times thicker than the outer wall. The cross-sectional height of the cooling section between the inner and outer walls is preferably reduced to increase the flow rate of the cooling fluid, and is in particular within the wall thickness of the outer wall. Due to the small cross-sectional area of the cooling section and the resulting high flow rate of the cooling fluid, a very high heat transfer coefficient is obtained. Further, the cooling air flowing out of the cooling portion at the outer wall forms a cooling film (film cooling) on the surface of the outer wall exposed to the hot gas. Preferably, a plurality of heat transfer elements are arranged in rows along a line that preferably forms an angle of 90 ° with the main flow direction. Advantageously, this main flow direction is perpendicular to the turbine blade main axis from which the turbine blade extends. In the case of a turbine blade used as a stationary blade, the main flow direction coincides with or is completely opposite to the flow direction of the hot gas that flushes the turbine blade. The heat transfer elements are preferably equally spaced along the line. The heat transfer element is preferably formed in a columnar or trapezoidal shape and extends from the outer wall to the inner wall. It can also be firmly connected to the inner wall. The cross-sectional shape of the heat transfer element is adapted to the heat transfer requirements and the flow technology requirements, respectively, and is formed, for example, circular, polygonal or based on the flow profile. Consecutive rows of heat transfer elements directly adjacent in the main flow direction are preferably offset from one another, in particular by half the distance between two heat transfer elements arranged along a line. Thereby, in particular, the partial flow of the cooling fluid flowing between two adjacent heat transfer elements along the line is almost completely in contact with the downstream heat transfer element in the main flow direction in order to exchange heat energy. The cooling fluid outlet can also be formed as a funnel-shaped opening extending towards the outer surface of the outer wall. The additional installation of such funnel-shaped openings is performed, for example, by erosion or laser beam machining. The funnel-shaped opening has, for example, a circular cross-section, a rectangular cross-section or another simple shaped cross-section, and may even vary with respect to the diameter of the outer wall. A particularly good film cooling of the outer wall can be achieved by the funnel-shaped opening. The cooling fluid inlet preferably extends along an axis inclined with respect to the outer wall, in particular an axis perpendicular to the outer wall. Thus, the cooling fluid flowing through the inlet impinges on the outer wall, thereby achieving additional impingement cooling of the outer wall at least in the region of the inlet. The outlet of the cooling section, especially on the suction side, is preferably arranged between the inlet of the cooling air and the turbine blade inlet edge. This assures so-called counterflow cooling, in which the cooling fluid flows in a direction opposite to the direction of flow of the hot gas stream flushing the turbine blades inside the cooling section. This results in better film cooling, especially in the case of turbine blades employed as stationary blades. This counterflow cooling section is preferably located on the suction side around the outflow edge and its cooling fluid outlet is downstream of the lowest pressure level section of the hot gas flowing along the suction side with respect to the hot gas flow. Are arranged as follows. This is particularly aerodynamically advantageous, in which the hot gas flow is hardly impaired by the cooling fluid flowing out at the outlet edge. Turbine blades with wall structures having at least one cooling site located between an outer wall and an inner wall are made as a whole in a single operation by casting. The turbine blade may, of course, also comprise two or more cast parts which are firmly joined together in a suitable manner (joining method) after casting. Preferably, the cooling fluid inlet is also made by casting. Preferably, the turbine blade has a number of cooling sites along its main axis and in a plane perpendicular to the main axis. The stationary blades of a stationary gas turbine have 3 × 3 cooling chambers on the suction side and on the pressure side and more or less cooling chambers depending on the heat transfer to be achieved. Geometrically complex rotor blades preferably have fewer cooling chambers on the suction and pressure sides than comparable vanes. The problem relating to the use of turbine blades is solved in that the above-mentioned turbine blades are used, in particular, as moving blades or stationary blades in gas turbine installations in which the temperature of the hot gas flushing the turbine blades considerably exceeds 1000 ° C. Is done. The turbine blade will be described in detail with reference to the embodiment shown in the drawings. The figures schematically show the structural and functional features used for the description. 1 is a cross-sectional view of a gas turbine stationary blade, FIG. 2 is a partially enlarged vertical cross-sectional view of the wall structure in FIG. 1, and FIG. 3 is a cross-sectional view of the wall structure in FIG. FIG. 1 shows a turbine blade 1 or a stationary blade extending along a main axis 19 of the gas turbine. It has a wall structure 2 with an inflow edge 8, an outflow edge 9 and a pressure side 10 and a suction side 11 located opposite each other between these two edges. The wall structure 2 is provided with three hollow cooling portions 5, 5a formed as cooling chambers 20 on the suction side 11 and the pressure side 10, respectively. These cooling portions 5, 5 a are arranged in the wall structure 2 between the outer wall 3 and the inner wall 4. The outer wall 3 is flushed with hot gas 18 (see FIG. 2) during operation of a gas turbine (not shown). The turbine blade 1 is formed as a hollow blade, whereby a cooling air introduction passage 21 surrounded by the inner wall 4 is formed. The cooling part 5, 5a has a length which is considerably greater than its cross-sectional height, for example, ten times as long. The outer side wall 3 is formed to be considerably thinner than the inner side wall 4. For example, the wall thickness of the outer side wall 3 is 1.0 mm, and the wall thickness of the inner side wall 4 is 1.5 mm. The height of the cooling sections 5, 5a is in the range of the wall thickness of the outer wall 3, which has a height of, for example, about 1.0 mm. A large number, preferably five or more, of the heat transfer elements 7 are arranged over the length of each cooling section 5, 5a. An inlet 15 leads from the cooling air introduction channel 21 to each of the cooling parts 5, 5a, which is formed, in particular, as one or more holes or is cast and adapted to the required cooling power. This inlet 15 extends along an axis 22 that is substantially perpendicular to the outer wall 3. This provides additional impingement cooling of the outer wall 3 in the region of the inlet 15. An outlet 16 from each of the cooling sites 5, 5a leads to the outer surface of the wall structure 2. The outlet 16 is likewise formed by one or more holes 17 depending on the particularly required cooling power. The outlet 16 is made, for example, by erosion or laser beam processing, and extends in a funnel shape toward the flow of the hot gas 18. The holes 17 extend at an acute angle to the flow direction of the hot gas 18 flowing along the turbine blade 1, whereby a cooling air film is particularly advantageously formed on the outer surface of the wall structure 2. In particular, the outlet 16 on the suction side 11 is located closer to the inlet edge 8 than the inlet 15 with the same cooling chamber 20. Thereby, the cooling air 6 flows in the cooling chamber 20 in a direction opposite to the flow of the high-temperature gas 18. 2 and 3 show the wall structure 2 in the area of the cooling chamber 20 on an enlarged scale. The cooling chamber 20 is flowed in the main flow direction 12 with the cooling fluid 6, in particular with cooling air. This main flow direction 12 extends substantially perpendicular to the main axis 19 of the turbine blade 1. The hole 17 of the outlet 16 emerges from a plane perpendicular to the main axis 19. The heat transfer element 7 is formed as a column having a circular section with a diameter d ₁ . It is thermally connected to the inner wall 4 as well as the outer wall 3. A plurality of heat transfer elements 7 are arranged along a line 14 which is respectively perpendicular to the main flow direction 12. A plurality of heat transfer element rows 13a, 13b are provided along the main flow direction 12. Two rows 13a adjacent to each other, the distance d ₂ between 13b are each column 13a, equal to or somewhat smaller the distance d ₃ between the two heat transfer elements 7 adjacent to each other in 13b. The diameter d ₁ is for example 1.0mm heat transfer element 7, two rows 13a, the distance d ₂ between 13b is about 1.5 to 1.75 mm, the distance d ₃ between the two heat transfer element 7 to about 1. 75 mm. The diameter d _{1 and the} distances d ₂ , d ₃ can vary from line 14 to line 14 depending on the required heat transfer. Both rows 13a immediately adjacent heat transfer elements 13b 7 are offset by a distance of about half of the distance d ₃ between the heat transfer element to each other in the direction of the respective line 14. As a result, the cooling air 6 flowing between the two heat transfer elements 7 adjacent in the direction of the line 14 impinges on the heat transfer elements 7 of the following row 13 in the flow direction and makes almost complete contact. By arranging the heat transfer elements 7 in this way, the contact time of the cooling air 6 that transfers heat between the cooling air 6 and the heat transfer element 7 connected to the outer wall 3 is increased, whereby in particular A high heat transfer effect and thus a high cooling effect of the outer wall 3 is provided. The cooling efficiency is further improved by forming the outer wall 3 to be thin. Further, the cooling of the inner supporting wall 4 which is not directly exposed to the high-temperature gas 18 is also performed. The invention is characterized by a turbine blade with a wall structure in which the cooling function is mainly assigned to the outer wall and the supporting function is assigned mainly to the inner wall. By forming a cooling chamber of small height between the inner and outer walls, thereby increasing the flow rate of the cooling air and by arranging the heat transfer elements in the cooling chamber, the outer wall, and hence the entire turbine blade, Effective cooling is guaranteed.

Claims

[Claims] 1. A wall structure (2) flushed with hot gas (18), said wall structure (2) Are located opposite to each other between the inlet edge (8), the outlet edge (9) and these two edges. A pressure side (10) and a suction side (11); The outer wall (3), the inner wall (4), and the inner and outer walls (4, 3) which are flushed with the hot gas (18). ), Between which the cooling fluid (6) flows, through which the cooling fluid (6) flows. (5) penetrates the cooling fluid inlet (15) passing through the inner wall (4) and the outer wall (3) Cooling blades (1) having a cooling fluid outlet (16) 5) multiple heat transfer in the main flow direction (12) by the cooling fluid (6) The elements (7) are arranged in series and these heat transfer elements (7) are thermally ), And the cooling portion (5) is surrounded by an outer wall (3) and an inner wall (4). Turbine blade (1) characterized as being formed as a cooling chamber (20). 2. The outlet (16) is formed by one or more holes (17) The turbine blade (1) according to claim 1, characterized in that: 3. The plurality of heat transfer elements (7) are preferably at 90 ° to the main flow direction (12). That they are arranged in rows (13) along an angled line (14). A turbine blade (1) according to claim 1 or 2, characterized in that: 4. A plurality of heat transfer element rows (13) are successively arranged, and directly adjacent heat transfer lines The heat transfer elements (7) of the rows (13a, 13b) are offset from one another in the direction of the line (14). Turbine blade (1) according to claim 3, characterized in that: 5. The inner wall (4) is particularly thicker than the outer wall, for example, about 1.5 times thicker The turbine blade (1) according to any one of claims 1 to 4, wherein ). 6. Outer wall whose outlet (16) is flushed from the cooling chamber (20) with hot gas (18) (3) having a cross-sectional shape extending toward the surface of (3). Item 6. A turbine blade (1) according to any one of Items 1 to 5. 7. An axis whose inlet (15) is at an angle of, in particular, about 90 ° to the outer wall (3) 7. The method as claimed in claim 1, wherein the first part extends along a line. The turbine blade (1) according to any one of claims 1 to 3. 8. At least at the cooling site (5a) between the inlet (15) and the inlet edge (8) 8. An arrangement according to claim 1, wherein an outlet is provided. The turbine blade (1) according to any one of claims 1 to 3. 9. The cooling site (5a) on the suction side (11) around the outflow edge (9) At the lowest pressure level when the outlet (16) is flushed with the hot gas (18) And an inflow edge (8). A turbine blade (1) according to claim 8. 10. The outer side wall (3), the inner side wall (4) and the heat transfer element (7) are cast once. The tag according to any one of claims 1 to 9, wherein the tag is made in an industrial process. -Bin wing (1). 11. It is a moving blade (1a) or a stationary blade (1b) of a gas turbine. Turbine blade (1) according to any one of the preceding claims. 12. The turbine according to claim 9, wherein the turbine is used for gas turbine equipment. Wings (1).