WO2003054357A2 - Air- and steam-cooled turbine blade and method for cooling a turbine blade - Google Patents

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WO2003054357A2
WO2003054357A2 PCT/EP2002/013619 EP0213619W WO03054357A2 WO 2003054357 A2 WO2003054357 A2 WO 2003054357A2 EP 0213619 W EP0213619 W EP 0213619W WO 03054357 A2 WO03054357 A2 WO 03054357A2
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steam
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cooling
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    • 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
    • F01D5/187—Convection 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
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
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    • F05D2260/232—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium
    • F05D2260/2322—Heat transfer, e.g. cooling characterized by the cooling medium steam

Definitions

  • the invention relates to an air and steam-cooled turbine blade, in particular a gas turbine blade, which is hollow on the inside and can be cooled by air and steam according to the preamble of claim 1 and a method for cooling a turbine blade.
  • a gas turbine blade is known from EP 1 126 134 A, which can be cooled by steam and air. Steam cooling takes place in the front area of the gas turbine blade, i.e. in the area of the leading edge, instead, the air cooling taking place in the area of the trailing edge of the gas turbine blade.
  • EP 0 955 449 A discloses a gas turbine blade which is also air and steam cooled, only the trailing edge being cooled by air.
  • the object directed to a turbine blade is based on a turbine blade with the features of the generic term of patent claim 1 solved by at least partially air cooling the brushing edge.
  • the turbine blade according to the invention is advantageously suitable as a moving blade.
  • an air cavity for air cooling is L-shaped, an L-leg being arranged in the area of the brushing edge, because this allows the entire area of the brushing edge to be air-cooled and the brushing edge can be cooled very well and can be made very thin ,
  • Open air cooling is advantageously achieved in that at least one opening from which the air can escape is present in a blade wall to the air cavity for the air cooling.
  • openings are advantageously also arranged in the region of the contact edge and / or trailing edge and / or leading edge.
  • the inner region is advantageously steam-cooled because the steam cooling inside the turbine blade is closed by the blade wall.
  • the object for cooling a turbine blade is achieved by a method according to claim 12.
  • Figures la, lb, lc and ld are schematic solution steps of various exemplary embodiments of a turbine blade designed according to the invention, and Figure 2 shows a gas turbine.
  • Figure la shows a steam and air cooled turbine blade
  • the turbine blade 1 for example a gas turbine blade 1, has a leading edge 4 and a trailing edge 7.
  • a rubbing edge 10 forms a radial end of the gas turbine blade 1.
  • the other radial end of the gas turbine blade 1 is not shown in detail and is arranged, for example, in a disk for a blade ring.
  • a hot medium flows around the turbine blade 1 in a flow direction 30.
  • a blade wall 13 encloses at least two cavities.
  • the two steam cavities 16 and 17 can also be connected to one another and thus form a single steam cavity. Steam flows in the steam cavity 16, 17, as a result of which the gas turbine blade 1 in the region of the leading edge 4 and in the interior 8, i.e. the blade wall 13 between the leading edge 4 and trailing edge 7 is sufficiently cooled.
  • the first and second steam cavities 16, 17 are part of a closed cooling system, i.e. a cooling steam does not emerge at any point in a hot gas channel 51 (FIG. 2) through a surface of the gas turbine blade 1.
  • a very thin brushing edge 10 cannot be steam-cooled either due to a minimum size of the steam-carrying cavity 16, 17 in the region of the brushing edge 10, which is caused by manufacturing technology, in particular, or because of a minimum wall thickness for a steam-carrying channel. Such a relatively high thickness leads to a deterioration in the efficiency of the gas turbine for aerodynamic reasons.
  • At least one opening 21 is present in the blade wall 13, which connects the first air cavity 18 to an outer region, the hot gas duct 51. Through this at least one opening 21, the air flows out of the first air cavity 18 into the hot gas duct, which also provides additional cooling of the blade wall 13 in this area.
  • At least one opening 21 is provided, through which cooling air flows into the hot gas duct 51.
  • the openings 21 can also be present in the region of the trailing edge 7.
  • FIG. 1b shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
  • the first air cavity 18 is L-shaped in longitudinal section, an L-leg 27 extending along the contact edge 10 against the flow direction 30 and an L-neck 28 approximately parallel extends to the trailing edge 7.
  • L-leg 27 For particularly effective cooling, several openings 21 are provided in the L-leg 27, for example, through which air in the area of the brushing edge 10 exits into the hot gas duct 51.
  • the L-leg 27 can taper towards its tip 33, for example in the vicinity of the leading edge, in order to be able to make the brushing ante 10 particularly thin and filigree.
  • the proportion of the steam-cooled area is still very high at 80%, for example.
  • FIG. 1 c shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
  • the L-shape is arranged in such a way that the L-leg 27 is in turn arranged on the brushing edge 10, whereas the L-neck 28 is arranged in the region of the leading edge 4.
  • openings 21 can be formed on the leading edge, which form film cooling holes. Due to the effective air cooling, the leading edge 4 can be made particularly thin and filigree.
  • FIG. 1d shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
  • the air cavity 18 has a U-shape with a first U-leg 25 and a second U-leg 26, so that both the Leading edge 4, the rubbing edge 10 and the trailing edge 7 is air-cooled.
  • openings 21 can be provided, which lead to film cooling of the turbine blade 1.
  • the openings 21 can optionally only on the contact edge 10, only on the leading edge 4, only on the trailing edge 7, on the leading edge 4 and the tip 10, on the leading edge 4 and trailing edge 7 or on the trailing edge 7 and the contact edge 10 or as shown on leading edge 4, streak ante 10 and trailing edge 7 to be present.
  • FIG. 2 schematically shows a gas turbine 36 in a longitudinal section.
  • a compressor 42, a combustion chamber 45 and a turbine part 48 are arranged one behind the other on a gas turbine shaft 39.
  • the turbine part 48 has a hot gas duct 51.
  • Gas turbine blades 1 are arranged in the hot gas duct 51.
  • Guide vane rings and moving vane rings are provided alternately in succession. The first in the direction of flow
  • Gas turbine blades 1 belong to a guide vane ring of a first stage of the gas turbine 36. This first stage is exposed to particularly high temperatures from hot gas emerging from the combustion chamber 45. As stated above, the gas turbine blades 1 are cooled by a combined air and steam cooling. For this purpose, compressor air is taken from the compressor 42 and fed to the gas turbine blades 1 via an air supply 54. Steam is also supplied to the gas turbine blades via a steam supply 57. This steam preferably comes from a steam turbine of a combined gas and steam process.

Abstract

The invention relates to a gas turbine blade (1), cooled in separate cavities (16, 17, 18) by air and steam. The sweep edge (10), in particular is air-cooled, whereby the sweep edge (10) may be embodied so thin as to be aerodynamically advantageous. The large part of the gas turbine blade (1) is steam cooled to save compressor air.

Description

Luft- und dampfgekühlte Turbinenschaufel und ein Verfahren zum Kühlen einer TurbinenschaufelAir and steam cooled turbine blade and a method for cooling a turbine blade
Beschreibungdescription
Die Erfindung betrifft eine luft- und dampfgekühlte Turbinenschaufel, insbesondere Gasturbinenschaufel, die innen hohl ausgeführt und durch Luft und Dampf kühlbar ist gemäss dem Gattungsbegriff des Anspruchs 1 und ein Verfahren zum Kühlen einer Turbinenschaufel.The invention relates to an air and steam-cooled turbine blade, in particular a gas turbine blade, which is hollow on the inside and can be cooled by air and steam according to the preamble of claim 1 and a method for cooling a turbine blade.
Aus der EP 1 126 134 A ist eine Gasturbinenschaufel bekannt, die durch Dampf und Luft kühlbar ist. Die Dampfkühlung findet im Vorderbereich der Gasturbinenschaufel, d.h. im Bereich der Anströmkante, statt, wobei die Luftkühlung im Bereich der Abströmkante der Gasturbinenschaufel stattfindet.A gas turbine blade is known from EP 1 126 134 A, which can be cooled by steam and air. Steam cooling takes place in the front area of the gas turbine blade, i.e. in the area of the leading edge, instead, the air cooling taking place in the area of the trailing edge of the gas turbine blade.
Die EP 0 955 449 A offenbart eine Gasturbinenschaufel, die ebenfalls luft- und dampfgekühlt ist, wobei nur die Abströmkante durch Luft gekühlt wird.EP 0 955 449 A discloses a gas turbine blade which is also air and steam cooled, only the trailing edge being cooled by air.
Probleme bei der Aerodynamik bereitet jedoch die dicke Anstreifkante, ein radiales Ende der Gasturbinenschaufel,, weil für die Dampfkühlung dickere Wände notwendig sind.However, problems with aerodynamics are caused by the thick contact edge, a radial end of the gas turbine blade, because thicker walls are required for steam cooling.
Aufgabe der Erfindung ist es dementsprechend, eine Turbinenschaufel anzugeben, bei der eine effiziente Kühlung der Turbinenschaufel und ihrer Anstreifkante bei gleichzeitig hohem Wirkungsgrad, d.h. ohne zu hohen Druckluftverlust, sichergestellt und die areodyna isch günstig ausgebildet ist. Weitere Aufgabe der Erfindung ist die Angabe eines Verfahrens zur Kühlung einer Gasturbinenschaufel.Accordingly, it is an object of the invention to provide a turbine blade in which efficient cooling of the turbine blade and its contact edge with high efficiency, i.e. without too high a loss of compressed air, and the areodyna is inexpensive. Another object of the invention is to provide a method for cooling a gas turbine blade.
Erfindungsgemäss wird die auf eine Turbinenschaufel gerichtete Aufgabe ausgehend von einer Turbinenschaufel mit den Merkmalen des Gattungsbegriffs des Patentanspruchs 1 gelöst durch eine zumindest teilweise Luftkühlung der Anstreifkante .According to the invention, the object directed to a turbine blade is based on a turbine blade with the features of the generic term of patent claim 1 solved by at least partially air cooling the brushing edge.
In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Weiterbildungen des Anspruchs 1 aufgelistet.Advantageous further developments of claim 1 are listed in the subclaims.
Die erfindungsge ässe Turbinenschaufel eignet sich vorteilhafterweise als Laufschaufei.The turbine blade according to the invention is advantageously suitable as a moving blade.
Weiterhin vorteilhaft ist es, wenn ein Lufthohlraum für die Luftkühlung L-förmig ist, wobei ein L-Schenkel im Bereich der Anstreifkante angeordnet ist, weil dadurch der gesamte Bereich der Anstreifkante luftgekühlt werden kann und die Anstreifkante sehr gut kühlbar ist und sehr dünn ausführbar ist.It is also advantageous if an air cavity for air cooling is L-shaped, an L-leg being arranged in the area of the brushing edge, because this allows the entire area of the brushing edge to be air-cooled and the brushing edge can be cooled very well and can be made very thin ,
Eine offene Luftkühlung wird vorteilhafterweise dadurch erreicht, dass in einer Schaufelwand zu dem Lufthohlraum für die Luftkühlung zumindest eine Öffnung vorhanden ist, aus der die Luft austreten kann.Open air cooling is advantageously achieved in that at least one opening from which the air can escape is present in a blade wall to the air cavity for the air cooling.
Vorteilhafterweise sind dabei auch Öffnungen im Bereich der Anstreifkante und/oder Abströmkante und/oder Anströmkante angeordnet.In this case, openings are advantageously also arranged in the region of the contact edge and / or trailing edge and / or leading edge.
Der innere Bereich wird vorteilhafterweise dampfgekühlt, weil die Dampfkühlung innerhalb der Turbinenschaufel durch die Schaufelwand geschlossen ist.The inner region is advantageously steam-cooled because the steam cooling inside the turbine blade is closed by the blade wall.
Die Aufgabe zum Kühlen einer Turbinenschaufel wird gelöst durch ein Verfahren gemäss Anspruch 12.The object for cooling a turbine blade is achieved by a method according to claim 12.
In den Unteransprüchen sind vorteilhafte Weiterbildungen des Anspruchs 12 aufgelistet.Advantageous developments of claim 12 are listed in the subclaims.
Die Erfindung wird beispielhaft anhand der Zeichnung näher erläutert. Es zeigenThe invention is explained in more detail by way of example with reference to the drawing. Show it
Figuren la, lb, lc und ld schematische Lösungsschritte verschiedener Ausführungsbeispiele einer erfindungsgemäß ausgebildeten Turbinenschaufel, und Figur 2 eine Gasturbine.Figures la, lb, lc and ld are schematic solution steps of various exemplary embodiments of a turbine blade designed according to the invention, and Figure 2 shows a gas turbine.
Gleiche Bezugszeichen haben in den verschiedenen Figuren die gleiche Bedeutung.The same reference symbols have the same meaning in the different figures.
Figur la zeigt eine dampf- und luftgekühlte TurbinenschaufelFigure la shows a steam and air cooled turbine blade
1.1.
Die Turbinenschaufel 1, bspw. eine Gasturbinenschaufel 1, weist eine Anströmkante 4 und eine Abströmkante 7 auf. Eine Anstreifkante 10 bildet ein radiales Ende der Gasturbinenschaufel 1. Das andere radiale Ende der Gasturbinenschaufel 1 ist nicht näher dargestellt und ist bspw. in einer Scheibe für einen Schaufelkranz angeordnet. Die Turbinenschaufel 1 wird von einem heissen Medium in einer Strömungsrichtung 30 umströmt.The turbine blade 1, for example a gas turbine blade 1, has a leading edge 4 and a trailing edge 7. A rubbing edge 10 forms a radial end of the gas turbine blade 1. The other radial end of the gas turbine blade 1 is not shown in detail and is arranged, for example, in a disk for a blade ring. A hot medium flows around the turbine blade 1 in a flow direction 30.
Eine Schaufelwand 13 umschließt zumindest zwei Hohlräume. In diesem Ausführungsbeispiel gibt es einen ersten Dampfhohlraum 16 und bspw. einen zweiten Dampfhohlraum 17. Die zwei Dampfhohlräume 16 und 17 können aber auch miteinander verbunden sein und somit einen einzigen Dampfhohlraum bilden. In dem Dampfhohlraum 16, 17 strömt Dampf, wodurch die Gasturbinenschaufel 1 im Bereich der Anströmkante 4 und im Inneren 8, d.h. die Schaufelwand 13 zwischen Anströmkante 4 und Abströmkante 7, ausreichend gekühlt wird.A blade wall 13 encloses at least two cavities. In this exemplary embodiment, there is a first steam cavity 16 and, for example, a second steam cavity 17. The two steam cavities 16 and 17 can also be connected to one another and thus form a single steam cavity. Steam flows in the steam cavity 16, 17, as a result of which the gas turbine blade 1 in the region of the leading edge 4 and in the interior 8, i.e. the blade wall 13 between the leading edge 4 and trailing edge 7 is sufficiently cooled.
Der erste und zweite Dampfhohlraum 16, 17 sind Teil eines geschlossenen Kühlsystems, d.h. ein Kühldampf tritt an keiner Stelle in einen Heissgaskanal 51 (Fig. 2) durch eine Oberfläche der Gasturbinenschaufel 1 aus.The first and second steam cavities 16, 17 are part of a closed cooling system, i.e. a cooling steam does not emerge at any point in a hot gas channel 51 (FIG. 2) through a surface of the gas turbine blade 1.
Eine Dampfkühlung würde aus konstruktiven Gründen insbesondere im Bereich der Anstreifkante 10 bzw. Anstreifkante 10 dazu führen, dass eine gegenüber den aerodynamisch günstigsten Formen zu dicke Kontur notwendig ist. Sowohl durch eine insbesondere fertigungstechnische bedingte Mindestgröße des dampfführenden Hohlraums 16, 17 im Bereich der Anstreifkante 10 als auch durch eine Mindestwanddicke für einen dampfführenden Kanal kann ein sehr dünne Anstreifkante 10 nicht dampfgekühlt werden. Eine solche relativ hohe Dicke führt zu einer Verschlechterung des Wirkungsgrads der Gasturbine aus aerodynamischen Gründen.Steam cooling would, for design reasons, in particular in the area of the rubbing edge 10 or Contact edge 10 lead to the fact that a contour that is too thick compared to the aerodynamically most favorable shapes is necessary. A very thin brushing edge 10 cannot be steam-cooled either due to a minimum size of the steam-carrying cavity 16, 17 in the region of the brushing edge 10, which is caused by manufacturing technology, in particular, or because of a minimum wall thickness for a steam-carrying channel. Such a relatively high thickness leads to a deterioration in the efficiency of the gas turbine for aerodynamic reasons.
Daher ist zumindest ein erster Lufthohlraum 18 vorhanden, in den Luft strömt, um ebenfalls die Gasturbinenschaufel 1 zu kühlen.There is therefore at least a first air cavity 18 into which air flows in order to also cool the gas turbine blade 1.
Bei luftgekühlten Turbinenschaufeln 1 muß kein gegenüber dem Heissgaskanal 51 (Fig. 2) geschlossenes Kühlsystem vorgesehen werden. Dies führt sowohl zu einer Vereinfachung des Fertigungsprozesses insbesondere bei gegossenen Turbinenschaufeln als auch zur Möglichkeit der Gestaltung relativ dünner Anstreifkanten 10. Der Lufthohlraum 18 verläuft bspw. etwa parallel zurIn the case of air-cooled turbine blades 1, it is not necessary to provide a cooling system which is closed with respect to the hot gas duct 51 (FIG. 2). This leads both to a simplification of the manufacturing process, in particular in the case of cast turbine blades, and to the possibility of designing relatively thin brushing edges 10. The air cavity 18 runs approximately parallel to, for example
Abströmkante 7 und liegt strömungsabwärts der Dampfhohlräume 16, 17.Trailing edge 7 and is downstream of the steam cavities 16, 17th
In der Schaufelwand 13 ist zumindest eine Öffnung 21 vorhanden, die den ersten Lufthohlraum 18 mit einem Außenbereich, dem Heissgaskanal 51, verbindet. Durch diese zumindest eine Öffnung 21 strömt die Luft aus dem ersten Lufthohlraum 18 nach draußen in den Heissgaskanal, wodurch auch eine zusätzliche Kühlung der Schaufelwand 13 in diesem Bereich gegeben ist.At least one opening 21 is present in the blade wall 13, which connects the first air cavity 18 to an outer region, the hot gas duct 51. Through this at least one opening 21, the air flows out of the first air cavity 18 into the hot gas duct, which also provides additional cooling of the blade wall 13 in this area.
Im Bereich der Anstreifkante 10 ist bspw. zumindest eine Öffnung 21 vorgesehen, durch die Kühlluft in den Heisgaskanal 51 strömt. Die Öffnungen 21 können auch im Bereich der Abströmkante 7 vorhanden sein.In the area of the rubbing edge 10, for example, at least one opening 21 is provided, through which cooling air flows into the hot gas duct 51. The openings 21 can also be present in the region of the trailing edge 7.
Durch die Öffnungen 21, die Filmkühllöcher bilden, ist eine Filmkühlung der äusseren Schaufelwand 13 möglich. Ein Teil der erwärmten Kühlluft kann auch wieder in einen Druckluftkreislauf zurückgeführt werden.Through the openings 21, which form film cooling holes, film cooling of the outer blade wall 13 is possible. Part of the heated cooling air can also be returned to a compressed air circuit.
Figur lb zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäss ausgebildeten Turbinenschaufel 1. Der erste Lufthohlraum 18 ist dabei im Längsschnitt L-förmig verlaufend ausgebildet, wobei sich ein L-Schenkel 27 entlang der Anstreifkante 10 entgegen der Strömungsrichtung 30 und ein L-Hals 28 sich etwa parallel zur Abströmkante 7 erstreckt.FIG. 1b shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention. The first air cavity 18 is L-shaped in longitudinal section, an L-leg 27 extending along the contact edge 10 against the flow direction 30 and an L-neck 28 approximately parallel extends to the trailing edge 7.
Zur besonders effektiven Kühlung sind in dem L-Schenkel 27 bspw. mehrere Öffnungen 21 vorgesehen, durch die Luft im Bereich der Anstreifkante 10 in den Heissgaskanal 51 austritt. Der L-Schenkel 27 kann sich zu seiner Spitze 33 bspw. in der Nähe an der Anströmkante hin verjüngen, um die Anstreif ante 10 besonders dünn und filigran ausführen zu können. Der Anteil des dampfgekühlten Bereichs liegt mit bspw. 80%immer noch bei sehr hoch.For particularly effective cooling, several openings 21 are provided in the L-leg 27, for example, through which air in the area of the brushing edge 10 exits into the hot gas duct 51. The L-leg 27 can taper towards its tip 33, for example in the vicinity of the leading edge, in order to be able to make the brushing ante 10 particularly thin and filigree. The proportion of the steam-cooled area is still very high at 80%, for example.
Figur lc zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäß ausgebildeten Turbinenschaufel 1.FIG. 1 c shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention.
Im Gegensatz zur Figur lb ist die L-Form so angeordnet, dass der L-Schenkel 27 wiederum an der Anstreif ante 10 angeordnet ist, hingegen der L-Hals 28 im Bereich der Anströmkante 4 angeordnet ist. Ebenso können an der Anströmkante 4 Öffnungen 21 ausgebildet sein, die Filmkühllöcher bilden. Durch die effektive Luftkühlung kann die Anströmkante 4 besonders dünn und filigran ausgeführt werden.In contrast to FIG. 1b, the L-shape is arranged in such a way that the L-leg 27 is in turn arranged on the brushing edge 10, whereas the L-neck 28 is arranged in the region of the leading edge 4. Likewise, openings 21 can be formed on the leading edge, which form film cooling holes. Due to the effective air cooling, the leading edge 4 can be made particularly thin and filigree.
Figur ld zeigt ein weiteres Ausführungsbeispiel einer erfindungsgemäß ausgebildeten Turbinenschaufel 1. Im Vergleich zum Ausführungsbeispiel gemäß Figur lc weist der Lufthohlraum 18 eine U-Form mit einem ersten U-Schenkel 25 und einem zweiten U-Schenkel 26, auf, so dass sowohl die Anströmkante 4, die Anstreifkante 10 und die Abströmkante 7 luftgekühlt wird.FIG. 1d shows a further exemplary embodiment of a turbine blade 1 designed according to the invention. In comparison to the exemplary embodiment according to FIG. 1c, the air cavity 18 has a U-shape with a first U-leg 25 and a second U-leg 26, so that both the Leading edge 4, the rubbing edge 10 and the trailing edge 7 is air-cooled.
Je nach Bedarf können Öffnungen 21 vorgesehen sein, die zu einer Filmkühlung der Turbinenschaufel 1 führen. Die Öffnungen 21 können wahlweise nur an der Anstreifkante 10, nur an der Anströmkante 4, nur an der Abströmkante 7, an der Anströmkante 4 und der Spitze 10, an der Anströmkante 4 und Abströmkante 7 oder an der Abströmkante 7 und der Anstreifkante 10 oder wie dargestellt an Anströmkante 4, Anstreif ante 10 und Abströmkante 7 vorhanden sein.Depending on requirements, openings 21 can be provided, which lead to film cooling of the turbine blade 1. The openings 21 can optionally only on the contact edge 10, only on the leading edge 4, only on the trailing edge 7, on the leading edge 4 and the tip 10, on the leading edge 4 and trailing edge 7 or on the trailing edge 7 and the contact edge 10 or as shown on leading edge 4, streak ante 10 and trailing edge 7 to be present.
Figur 2 zeigt schematisch in einem Längsschnitt eine Gasturbine 36. Auf einer Gasturbinenwelle 39 sind hintereinander angeordnet ein Verdichter 42, eine Brennkammer 45 und ein Turbinenteil 48. Das Turbinenteil 48 weist einen Heissgaskanal 51 auf. Im Heissgaskanal 51 sind Gasturbinenschaufeln 1 angeordnet. Wechselnd aufeinander folgend sind Leitschaufelkränze und Laufschaufelkränze vorgesehen. Die in Strömungsrichtung erstenFIG. 2 schematically shows a gas turbine 36 in a longitudinal section. A compressor 42, a combustion chamber 45 and a turbine part 48 are arranged one behind the other on a gas turbine shaft 39. The turbine part 48 has a hot gas duct 51. Gas turbine blades 1 are arranged in the hot gas duct 51. Guide vane rings and moving vane rings are provided alternately in succession. The first in the direction of flow
Gasturbinenschaufeln 1 gehören zu einem Leitschaufelkranz einer ersten Stufe der Gasturbine 36. Diese erste Stufe ist besonders hohen Temperaturen von aus der Brennkammer 45 austretendem Heißgas ausgesetzt. Die Gasturbinenschaufeln 1 werden - wie oben ausgeführt - über eine kombinierte Luft- und Dampfkühlung gekühlt. Dazu wird dem Verdichter 42 Verdichterluft entnommen und über Luftzuführung 54 den Gasturbinenschaufeln 1 zugeführt. Über eine DampfZuführung 57 wird den Gasturbinenschaufeln auch Dampf zugeführt. Vorzugsweise stammt dieser Dampf aus einer Dampfturbine eines kombinierten Gas- und Dampfprozesses. Gas turbine blades 1 belong to a guide vane ring of a first stage of the gas turbine 36. This first stage is exposed to particularly high temperatures from hot gas emerging from the combustion chamber 45. As stated above, the gas turbine blades 1 are cooled by a combined air and steam cooling. For this purpose, compressor air is taken from the compressor 42 and fed to the gas turbine blades 1 via an air supply 54. Steam is also supplied to the gas turbine blades via a steam supply 57. This steam preferably comes from a steam turbine of a combined gas and steam process.

Claims

Patentansprüche claims
1. Luft- und dampfgekühlte Turbinenschaufel, insbesondere Gasturbinenschaufel, die an einem Ende eine Anstreifkante aufweist, mit zumindest einem Dampfhohlraum für eine Dampfkühlung, mit zumindest einem Lufthohlraum für eine Luftkühlung, wobei der zumindest eine Dampfhohlraum und der zumindest eine Lufthohlraum voneinander getrennt sind,1. Air and steam-cooled turbine blade, in particular gas turbine blade, which has a brushing edge at one end, with at least one steam cavity for steam cooling, with at least one air cavity for air cooling, the at least one steam cavity and the at least one air cavity being separated from one another,
d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t,characterized,
dass die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweise luftgekühlt ist, dass der Lufthohlraum (18) im Längsschnitt durch diethat the brushing edge (10) is air-cooled at least in some areas, that the air cavity (18) in longitudinal section through the
Turbinenschaufel einen zumindest L-förmigen Verlauf aufweist, wobei ein Schenkel (27) des zumindest L-förmigen VerlaufsTurbine blade has an at least L-shaped course, one leg (27) of the at least L-shaped course
(27, 28) im Bereich der Anstreifkante (10) angeordnet ist.(27, 28) is arranged in the region of the brushing edge (10).
2. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t,2. turbine blade according to claim 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t,
dass der zumindest eine Dampfhohlraum (16, 17) der Turbinenschaufel (1) zur Einbringung in einen geschlossenen Dampfkühlkreislauf von einer Schaufelwand (3) der Turbinenschaufel (1) vollkommen umschlossen ist.that the at least one steam cavity (16, 17) of the turbine blade (1) for insertion into a closed steam cooling circuit is completely enclosed by a blade wall (3) of the turbine blade (1).
3. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass3. turbine blade according to claim 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
die Turbinenschaufel (1) eine Laufschaufei ist. the turbine blade (1) is a moving blade.
4. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass4. Turbine blade according to claim 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
in einer Schaufelwand (3) der Turbinenschaufel (1) zum Lufthohlraum (18) hin zumindest eine Öffnung (21) vorhanden ist.At least one opening (21) is provided in a blade wall (3) of the turbine blade (1) to the air cavity (18).
5. Turbinenschaufel nach Anspruch 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass5. turbine blade according to claim 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
zumindest eine Öffnung (21) im Bereich der Anstreifkante (10) angeordnet ist.at least one opening (21) is arranged in the area of the brushing edge (10).
6. Turbinenschaufel nach Anspruch 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass6. turbine blade according to claim 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
zumindest eine Öffnung (21) im Bereich einer Abströmkante (7) der Turbinenschaufel (1) angeordnet ist.at least one opening (21) is arranged in the region of a trailing edge (7) of the turbine blade (1).
7. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass7. turbine blade according to claim 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
der Lufthohlraum (18) im Längsschnitt durch die Turbinenschaufel (1) U-förmig verläuft, wobei ein erster U-Schenkel (25,28) im Bereich der Anströmkante (4), und ein zweiter U-Schenkel (26,28) im Bereich einerthe air cavity (18) is U-shaped in longitudinal section through the turbine blade (1), a first U-leg (25, 28) in the area of the leading edge (4) and a second U-leg (26, 28) in the area one
Abströmkante (7) der Turbinenschaufel (1) angeordnet ist. Trailing edge (7) of the turbine blade (1) is arranged.
8. Turbinenschaufel nach Anspruch 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass8. Turbine blade according to claim 1, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
ein L-Hals (28) des zumindest L-förmigen Lufthohlraums (18) im Bereich der Abströmkante (7) angeordnet ist.an L-neck (28) of the at least L-shaped air cavity (18) is arranged in the region of the trailing edge (7).
9. Turbinenschaufel nach Anspruch 1 oder 8, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass9. turbine blade according to claim 1 or 8, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
ein L-Hals (28) des zumindest L-förmigen Lufthohlraums (18) im Bereich der Anströmkante (4) angeordnet ist.an L-neck (28) of the at least L-shaped air cavity (18) is arranged in the region of the leading edge (4).
10. Turbinenschaufel nach Anspruch 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t, dass10. turbine blade according to claim 4, d a d u r c h g e k e n n z e i c h n e t that
zumindest eine Öffnung (21) im Bereich der Anströmkante (4) angeordnet ist.at least one opening (21) is arranged in the region of the leading edge (4).
11.Verfahren zur Kühlung einer in einem Heissgaskanal (51) einer Gasturbine (36) angeordneten Gasturbinenschaufel11. Method for cooling a gas turbine blade arranged in a hot gas duct (51) of a gas turbine (36)
(1), die an einem Ende eine Anstreifkante (10) aufweist, bei dem gleichzeitig Luft und Dampf durch die(1), which has a brushing edge (10) at one end, in which air and steam pass through the
Gasturbinenschaufel (1) geleitet wird, wobei die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweise und wobei eine Anströmkante (4) der Gasturbinenschaufel (1) mit Luft gekühlt wird. Gas turbine blade (1) is guided, the brushing edge (10) at least in regions and wherein a leading edge (4) of the gas turbine blade (1) is cooled with air.
12.Verfahren zur Kühlung einer in einem Heissgaskanal (51) einer Gasturbine (36) angeordneten Gasturbinenschaufel12.Method for cooling a gas turbine blade arranged in a hot gas duct (51) of a gas turbine (36)
(1), die an einem Ende eine Anstreifkante (10) aufweist, bei dem gleichzeitig Luft und Dampf durch die Gasturbinenschaufel (1) geleitet wird, wobei die Anstreifkante (10) zumindest bereichsweise durch Luft und . wobei eine Anströmkante (4) und eine Abströmkante (7) mit der Luft gekühlt wird. ( 1 ) , which has a contact edge (10) at one end, in which air and steam are simultaneously passed through the gas turbine blade (1), the contact edge (10) at least in regions by air and. wherein a leading edge (4) and a trailing edge (7) are cooled with the air.
13.Verfahren nach Anspruch 11 oder 12, bei dem Dampf ohne Kontakt zum einem Heissgaskanal (51) , in dem sich die Gasturbinenschaufel (1) befindet, durch die Gasturbinenschaufel (1) geführt wird und die Luft zumindest teilweise in den Heisgaskanal (51) austritt.13.The method according to claim 11 or 12, wherein the steam without contact to a hot gas duct (51), in which the gas turbine blade (1) is located, is guided through the gas turbine blade (1) and the air is at least partially in the hot gas duct (51) exit.
14.Verfahren nach Anspruch 11 oder 12, bei dem mindestens drei Viertel einer Schaufelwand (13) der Gasturbinenschaufel (1) mit Dampf gekühlt werden. 14. The method according to claim 11 or 12, wherein at least three quarters of a blade wall (13) of the gas turbine blade (1) are cooled with steam.
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