JP4027430B2 - Turbine blades and their use in gas turbine equipment - Google Patents

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Description

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た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、流入縁と流出縁と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外側壁に熱的に結合され、熱伝達要素と外側壁との熱的結合は熱伝達要素と外側壁との固い結合として形成され、冷却部位が外側壁と内側壁とで包囲された冷却室として形成され、内側壁が外側壁より厚く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上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。The present invention comprises a wall structure that is flushed with hot gas, the wall structure being disposed at least in a region with hot gas, an inner wall, and an inner and outer wall between which cooling fluid flows. The present invention relates to a turbine blade having a cooling portion. The invention further relates to the use of this gas turbine blade in a gas turbine installation.
A stationary blade of a gas turbine that is cooled by introducing a cooling gas is described in US Pat. No. 5,419,039. The vanes can be formed as one cast or assembled from two cast parts. The stationary blade has a passage for introducing cooling air from the compressor of the gas turbine equipment. A cooling pocket open on one side is cast in a wall structure that is exposed to the hot gas flow of the gas turbine and surrounds the air introduction path. The cooling pockets are arranged on the outer surface of the wall structure along the main spreading direction of the stationary blades perpendicular to the hot gas flow direction and the hot gas flow direction. Cooling air flows from the cooling air introduction path into the cooling pocket through a number of holes in the wall structure. The cooling pocket is pierced with cooling air in the flow direction of the hot gas, and this cooling air flows out into the flow of hot gas in a gap that is already formed when casting the stationary blade and extends over the entire width of the cooling pocket. This provides some degree of film cooling on the outer surface of the wall structure. One or more bases not detailed are provided in the cooling pocket to improve heat transfer.
German Patent Application No. 2241192 describes a hollow gas turbine blade with an insert. The insert is used as a separation wall in a hollow chamber surrounded by turbine blades. The insert consists of two parts spaced apart from each other by a spacer. The hollow chamber 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 inflow chamber between the insert and the blade wall, and a spacer used for heat transfer coupled to the blade wall is provided in the intermediate chamber. Both parts of the insert are made impermeable in the cooling air inflow chamber so that it forms a passage that opens toward the inflow chamber only at the turbine blade inflow edge. Cooling air therefore flows from the turbine blade inflow edge through the passage formed by both parts of the insert in the direction of the turbine blade outflow edge. In the cooling air outflow chamber, both parts of the insert have a number of openings through which the cooling air flows into the outflow chamber. Cooling air outflow openings are provided at the inflow and outflow edges of the turbine blades. Film cooling at the outer surface of the blade wall is achieved by cooling air flowing out through openings at the inflow edge.
Japanese Laid-Open Patent Publication No. 3-130503 published in Japanese Patent Abstract M-1151 (Vol.15, No.136) issued on August 26, 1991, discloses water-cooled parts of gas turbines, particularly gas turbine blades. A method is described. The gas turbine blade is formed as a hollow blade and has an intermediate wall therein. This intermediate wall is coupled to the outer wall of the turbine blade via cooling ribs. An introduction path for injecting pressurized water into the intermediate chamber is provided in the inner chamber surrounded by the intermediate wall. The water so sprayed 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 ribs. There are a large number of small holes in the outer and intermediate walls.
The subject of this invention is providing the turbine blade provided with the wall structure which can be cooled. Another object of the present invention is to provide such a turbine blade application.
In accordance with the present invention, a problem with a turbine blade having a wall structure flushed with hot gas is based on the present invention, an inflow edge, an outflow edge, and a pressure side surface and a suction located opposite each other between the inflow edge and the outflow edge. An outer wall that is flushed with hot gas, an inner wall, and a cooling portion that is disposed between the inner and outer walls and through which cooling fluid flows, the cooling portion being an inner side. In a turbine blade having a cooling fluid inlet penetrating a wall and a cooling fluid outlet penetrating an outer wall, a plurality of heat transfer elements washed in the main flow direction by the cooling fluid are continuously arranged in the cooling portion. These heat transfer elements are thermally coupled to the outer wall, the thermal coupling between the heat transfer element and the outer wall is formed as a solid bond between the heat transfer element and the outer wall, and the cooling site is formed between the outer wall and the inner wall. Formed as a cooling chamber surrounded by walls Is, the inner wall is solved by being thicker than the outer wall.
The cooling part is preferably formed as a cooling chamber surrounded by an outer wall and an inner wall. This cooling chamber formation increases the processing flexibility in forming the cooling fluid inlets and outlets and allows the cooling fluid, especially cooling air inlets and outlets, to be additionally varied depending on the requirements in the turbine blades. . In that case, the outlet is preferably made by one or more holes. These holes or funnel openings are preferably inclined at an angle of less than 45 °, preferably 20-30 °, with respect to the main flow direction. The inclination is preferably chosen to form, for example, an acute angle of 45 ° with respect to the flow of hot gas washing the turbine blades as well. Such an acute angle facilitates the formation of a cooling film on the surface of the outer wall. The direction of the hole or funnel-shaped opening is also inclined by a similar angle from a plane perpendicular to the main axis of the turbine blade.
A plurality of heat transfer elements arranged continuously in the main flow direction of the cooling fluid and thermally coupled to the outer wall allows the cooling fluid to be effectively heated over a long distance at the cooling site. The heat transfer element is thermally coupled to the outer wall to provide effective heat transfer from the outer wall to the cooling fluid. 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 mechanical strength requirements on the outer wall are higher than those on the inner wall. Slightly possible. Therefore, the inner wall can be formed with a thickness greater than that of the outer wall because it is not directly exposed to the hot gas flow, and can mainly serve the mechanical support function of the turbine blade. On the contrary, the outer wall is formed with a small thickness, whereby the outer wall is cooled particularly effectively via the heat transfer element. Preferably, the inner wall is about 1.5 times thicker than the outer wall. The cross-sectional height of the cooling site between the inner and outer walls is preferably reduced to increase the flow rate of the cooling fluid, in particular within the wall thickness of the outer wall. A very large heat transfer coefficient is obtained due to the small cross-sectional area of the cooling site and the resulting high flow velocity of the cooling fluid. Further, the cooling air flowing out from the cooling portion in the outer wall forms a cooling film (film cooling) on the surface of the outer wall exposed to the high temperature gas.
Preferably, the plurality of heat transfer elements are arranged in rows along a line that is preferably at an angle of 90 ° to the main flow direction. This main flow direction is advantageously perpendicular to the turbine blade main axis from which the turbine blades extend. In the case of a turbine blade employed as a stationary blade, the main flow direction coincides with or is completely opposite to the flow direction of the hot gas washing the turbine blade. The heat transfer elements are preferably arranged at equal intervals 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. This can also be firmly bonded to the inner wall. The cross-sectional shape of the heat transfer element is adapted to the heat transfer requirements and flow technical requirements, respectively, for example circular, polygonal or based on the flow profile.
The heat transfer elements in successive rows directly adjacent to the main flow direction are preferably offset from each other, in particular by half the distance between two heat transfer elements arranged along the line. In particular, in this way, the partial flow of the cooling fluid flowing between two adjacent heat transfer elements along the line is almost completely in contact with the heat transfer elements placed downstream 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 toward the outer surface of the outer wall. The additional installation of such a funnel-shaped opening is performed, for example, by erosion processing or laser beam processing. The funnel-shaped opening has, for example, a cross-sectional shape with a circular cross-section, a rectangular shape or another simple shape, and can in some cases 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 that is 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 area of the inlet.
In particular, the outlet of the cooling part on the suction side is preferably arranged between the inlet of the cooling air and the inlet edge of the turbine blade. This ensures so-called counter-flow cooling, in which the cooling fluid flows in the opposite direction to the flow direction of the hot gas flow that flushes the turbine blades inside the cooling area. This results in better film cooling, especially in the case of turbine blades employed as stationary blades.
This counter-flow cooling section is preferably located on the suction side around the outflow edge, and its cooling fluid outlet is upstream of the lowest pressure level part 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 harmed by the cooling fluid flowing out at the outflow edge.
A turbine blade having a wall structure having at least one cooling portion disposed between an outer wall and an inner wall is produced as a whole in a single work process by casting. The turbine blade can of course also include two or more cast parts that are firmly joined together in a suitable manner (joining method) after casting. Preferably the cooling fluid inlet is also made by casting. The turbine blade preferably has a number of cooling sites along its main axis and in a plane perpendicular to the main axis. Stationary gas turbine stationary vanes have 3 × 3 cooling chambers on the suction and pressure sides and more or less cooling chambers depending on the heat transfer to be achieved. Geometrically complex blades preferably have fewer cooling chambers than comparable vanes on the suction and pressure sides.
The problems related to the application of turbine blades are solved by using the above-mentioned turbine blades as moving blades or stationary blades of gas turbine equipment in which the temperature of the hot gas that flushes the turbine blades is considerably higher than 1000 ° C. Is done.
The turbine blade will be described in detail with reference to the illustrated embodiment. The figure schematically shows the structural and functional features used for illustration.
1 is a cross-sectional view of a stationary blade of a gas turbine,
2 is a partially enlarged longitudinal sectional view of the wall structure in 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. The wall structure 2 is provided with three hollow cooling portions 5 and 5 a formed as cooling chambers 20 on the suction side surface 11 and the pressure side surface 10, respectively. These cooling parts 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 the gas turbine (not shown). The turbine blade 1 is formed as a hollow blade, thereby forming a cooling air introduction path 21 surrounded by the inner wall 4. The cooling parts 5 and 5a have a length considerably larger than the height of the cross section, for example, 10 times the length. The outer side wall 3 is formed to be considerably thinner than the inner side wall 4. For example, the outer wall 3 has a wall thickness of 1.0 mm and the inner wall 4 has a wall thickness of 1.5 mm. The height of the cooling parts 5, 5a is in the range of the wall thickness of the outer wall 3, which is for example about 1.0 mm high. A number of preferably five or more heat transfer elements 7 are arranged over the length of each cooling section 5, 5a. An inlet 15 leads from the cooling air introduction path 21 to each of the cooling parts 5 and 5a, and the inlet 15 is formed as one or a plurality of holes or cast and is adapted to the required cooling power. The 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 area of the inlet 15. The outlet 16 communicates with the outer surface of the wall structure 2 from each of the cooling portions 5 and 5a. The outlet 16 is likewise formed by one or a plurality of holes 17 depending on the particularly required cooling power. The outlet 16 is made by, for example, erosion processing or laser beam processing, and spreads in a funnel shape toward the flow of the hot gas 18. The holes 17 extend at an acute angle with respect 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 surface 11 is arranged closer to the inflow edge 8 than the inlet 15 provided with the same cooling chamber 20. As a result, the cooling air 6 flows in the opposite direction to the flow of the hot gas 18 in the cooling chamber 20.
2 and 3 each show an enlarged wall structure 2 in the range of the cooling chamber 20. The cooling chamber 20 is flowed through in the main flow direction 12 with a 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 protrudes from a plane perpendicular to the main axis 19. The heat transfer element 7 is formed as a circular column with a diameter d 1 in cross section. This is thermally coupled to the inner wall 4 as well as the outer wall 3. A plurality of heat transfer elements 7 are arranged along lines 14 that are each perpendicular to the main flow direction 12. A plurality of heat transfer element rows 13 a and 13 b are provided along the main flow direction 12. The distance d 2 between the two adjacent rows 13a, 13b is equal to or slightly smaller than the distance d 3 between the two adjacent heat transfer elements 7 in each row 13a, 13b. The diameter d 1 of the heat transfer element 7 is, for example, 1.0 mm, the distance d 2 between the two rows 13a, 13b is about 1.5 to 1.75 mm, and the distance d 3 between the two heat transfer elements 7 is about 1. 75 mm. The diameter d 1 as well as the distances d 2 and d 3 can be varied for each line 14 depending on the heat transfer required. 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 collides with the heat transfer elements 7 in the subsequent rows 13 in the flow direction and comes into almost complete contact. By staggering 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 coupled to the outer wall 3 is increased, in particular. A high heat transfer action and thus a high cooling action of the outer wall 3 takes place. The cooling efficiency is further improved by forming the outer wall 3 to be thin. Further, the supporting inner wall 4 that is not directly exposed to the high temperature gas 18 is also cooled.
The present 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 support function is mainly assigned to the inner wall. By forming a small height cooling chamber 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 thus the entire turbine blade Effective cooling is guaranteed.

Claims (12)

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）が流入縁（８）と、流出縁（９）と、前記流入縁（８）と前記流出縁（９）との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）とを有し、少なくとも区域的に、高温ガス（１８）で洗流される外側壁（３）と、内側壁（４）と、内外壁（４、３）間に配置され冷却流体（６）が貫流する冷却部位（５）とを有し、前記各冷却部位（５）が前記内側壁（４）を貫通する冷却流体入口（１５）と前記外側壁（３）を貫通する冷却流体出口（１６）とを有しているタービン翼（１）において、前記冷却部位（５）内に前記冷却流体（６）によって主流れ方向（１２）に洗流される複数の熱伝達要素（７）が連続して配置され、これらの熱伝達要素（７）が前記外側壁（３）に熱的に結合され、前記熱伝達要素（７）と前記外側壁（３）との熱的結合は前記熱伝達要素（７）と前記外側壁（３）との固い結合として形成され、前記冷却部位（５）が前記外側壁（３）と前記内側壁（４）とで包囲された冷却室（２０）として形成され、前記内側壁（４）が前記外側壁（３）より厚くされていることを特徴とするタービン翼。 The wall structure (2) is flushed with hot gas (18), the wall structure (2) comprising an inflow edge (8), an outflow edge (9), the inflow edge (8) and the outflow edge. An outer wall (3) having a pressure side (10) and a suction side (11) located opposite each other between (9) and at least partially flushed with hot gas (18); an inner wall (4), inner and outer walls (4,3) disposed cooling fluid between (6) and a cooling part flowing through (5), wherein the cooling portion (5) of said inner wall (4) in passing through the cooling fluid inlet (15) and a cooling fluid outlet passing through the outer wall (3) (16) turbine blade and a (1), said cooling fluid into said cooling region (5) ( A plurality of heat transfer elements (7) flushed in the main flow direction (12) by 6) are arranged in series, these heat transfer elements 7) is thermally coupled to said outer wall (3), said heat transfer element (7) and the outer wall (3) thermally bonding the heat transfer element (7) and the outer wall (3) is formed as a rigid coupling with the cooling portion (5) is formed as the outer wall (3) and the inner wall (4) and the de-enclosed cooling chamber (20), the inner wall (4) of the A turbine blade characterized by being thicker than the outer wall (3) . 前記冷却流体出口（１６）が一つあるいは複数の孔（１７）によって形成されていることを特徴とする請求項１記載のタービン翼。 The turbine blade according to claim 1, wherein the cooling fluid outlet (16) is formed by one or more holes (17) . 複数の前記熱伝達要素（７）が前記主流れ方向（１２）に対して角度を成している線（１４）に沿って熱伝達要素列（１３）を成して配置されていることを特徴とする請求項１又は２記載のタービン翼。 That a plurality of the heat transfer element (7) is arranged in the heat transfer element rows (13) along line (14) which forms an angle against the main flow direction (12) The turbine blade according to claim 1, wherein the turbine blade is a turbine blade. 複数の前記熱伝達要素列（１３）が連続して配置され、直接隣り合う前記熱伝達要素列（１３ａ、１３ｂ）の前記熱伝達要素（７）が線（１４）の方向に互いにずらされていることを特徴とする請求項３記載のタービン翼。 A plurality of said heat transfer element rows (13) are arranged in succession, are offset from one another in the direction of the heat transfer element rows (13a, 13b) immediately adjacent said heat transfer element (7) the line (14) The turbine blade according to claim 3, wherein the turbine blade is a turbine blade. 前記内側壁（４）が前記外側壁（３）の１．５倍厚くされていることを特徴とする請求項１ないし４のいずれか１つに記載のタービン翼。 The turbine blade according to any one of claims 1 to 4, wherein the inner wall (4) is 1.5 times thicker than the outer wall (3) . 前記冷却流体出口（１６）が、前記冷却室（２０）から前記高温ガス（１８）で洗流される前記外側壁（３）の表面に向けて広がっている横断面形状をしていることを特徴とする請求項１ないし５のいずれか１つに記載のタービン翼。 Wherein the cooling fluid outlet (16) has a cross sectional shape that extends toward the surface of the washing flows the outer wall (3) in the hot gas from the cooling chamber (20) (18) The turbine blade according to any one of claims 1 to 5 . 前記冷却流体入口（１５）が、前記外側壁（３）に対して角度を成している軸線（２２）に沿って延びていることを特徴とする請求項１ないし６のいずれか１つに記載のタービン翼。 Said cooling fluid inlet (15), in any one of claims 1 to 6, characterized in that extending along the axis (22) which forms an angle against the outer wall (3) The turbine blade described . 前記冷却部位（５）において前記冷却流体入口（１５）と前記流入縁（８）との間に前記冷却流体出口（１６）が配置されていることを特徴とする請求項１ないし７のいずれか１つに記載のタービン翼。 Wherein any one of claims 1 to 7 cooling fluid outlet (16), characterized in that it is disposed between the inlet edge and the cooling fluid inlet (15) in said cooling region (5) (8) The turbine blade according to one. 前記冷却部位（５）は、前記流出縁（９）の周辺における前記吸込み側面（１１）に、前記冷却流体出口（１６）が前記高温ガス（１８）で洗流される際に最も低い圧力レベルの部位と前記流入縁（８）との間に位置するように配置されていることを特徴とする請求項８記載のタービン翼。 Said cooling portion (5), the said suction side surface in the vicinity of the outflow edge (9) (11), the cooling fluid outlet (16) of the lowest pressure level when flowing washing the high temperature gas (18) claim 8 turbine blade, characterized in that it is arranged so as to be positioned between the site and the inflow edge (8). 前記外側壁（３）と、前記内側壁（４）と、前記熱伝達要素（７）とが鋳造で一回の作業工程で作られることを特徴とする請求項１ないし９のいずれか１つに記載のタービン翼。 Wherein the outer wall (3), said inner wall (4), any one of claims 1 to 9, wherein the heat transfer element and (7) is characterized in that it is made in a single working step by casting The turbine blade described in 1 . ガスタービンの動翼（１ａ）あるいは静翼（１ｂ）であることを特徴とする請求項１ないし１０のいずれか１つに記載のタービン翼。 The turbine blade according to any one of claims 1 to 10, wherein the turbine blade is a moving blade (1a) or a stationary blade (1b) of a gas turbine . ガスタービン設備に使用されることを特徴とする請求項９記載のタービン翼。 The turbine blade according to claim 9, wherein the turbine blade is used in a gas turbine facility .
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