WO2010112360A1 - Cooled component for a gas turbine - Google Patents

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WO2010112360A1
WO2010112360A1 PCT/EP2010/053691 EP2010053691W WO2010112360A1 WO 2010112360 A1 WO2010112360 A1 WO 2010112360A1 EP 2010053691 W EP2010053691 W EP 2010053691W WO 2010112360 A1 WO2010112360 A1 WO 2010112360A1
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cooling
impingement
impingement cooling
wall
blade
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PCT/EP2010/053691
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Jörg KRÜCKELS
Tanguy Arzel
Jose Anguisola Mcfeat
Martin Schnieder
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Alstom Technology Ltd
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    • 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
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    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes

Definitions

  • the present invention relates to the field of gas turbines. It relates to a cooled component for a gas turbine according to the preamble of claim 1.
  • Blades, vanes, heat shields or other exposed to the hot gas flow of a gas turbine components must be intensively cooled in order to cope with the thermal and mechanical stresses occurring in the machine during operation.
  • cooling is film cooling, in which through openings in the wall of the loaded component, a cooling medium, usually compressed air from the compressor part of the gas turbine, exits into the hot gas channel and forms a cooling film on the hot gas facing surface of the component.
  • impingement cooling in which a pressurized cooling medium flows through an impeller cooling plate provided with distributed openings, and the resulting radiation on the spaced inner wall of the loaded component meet, and wherein the cooling medium at this impact receives intense heat from the wall and dissipates.
  • the effectiveness of the impingement cooling depends in particular on the type and distribution of the openings provided for this purpose in the impingement cooling plate, on the distance of the impingement cooling plate from the wall to be cooled, on the selected one Fortströmungstechnik the cooling medium after impact, so the outflow of the cooling medium after performing cooling work, and in general from the difference of prevailing before and behind the impingement cooling plate pressures of the cooling medium. If, however, the cooling medium flows out of the chamber formed between the impingement cooling plate and the wall to be cooled through channels in the wall into the hot gas flow, the pressure difference is decisively influenced by the static pressure prevailing in the hot gas duct at this point.
  • Fig. 1 shows a section of a gas turbine component 20 with a body 21 which is thermally highly loaded on the outside (the lower side in Fig. 1).
  • a baffle cooling chamber 23 is formed which is closed by a baffle cooling plate 22 spaced from the inner wall.
  • the impingement cooling plate 22 has a plurality of distributed impingement cooling holes 25 through which a cooling medium radially enters the impingement cooling chamber 23 and meets the inner wall of the body 21 (arrows in FIG. 1). After the cooling medium has absorbed heat from there when it hits the wall, it flows outward into the hot-gas channel via one (or more) cooling hole (s).
  • impingement cooling chambers have no connection to the hot gas duct.
  • a cooled gas turbine blade is known in which the inner platform is cooled by impingement cooling.
  • the impingement cooling area is divided by a rib into two zones to reduce cross-flows affecting the cooling and localized To reduce heat transfer coefficients.
  • film cooling holes are arranged through which the cooling air exits both zones into the hot gas channel.
  • the invention aims to remedy this situation. It is therefore an object of the invention to provide a cooled component for a gas turbine, which avoids the disadvantages of known solutions and is particularly characterized in that a local thermal loads and static pressure conditions optimally adapted, uniform cooling of the loaded surface is achieved.
  • Film cooling holes are in communication with the hot gas channel, and that the density and / or the distribution and / or the diameter of the impingement cooling holes resp. the flow cross section of the openings in the impingement cooling plates of the individual impingement cooling chambers is adapted to the respective thermal load and / or the respective static pressure prevailing in operation on the outside of the wall.
  • An embodiment of the invention is characterized in that the component is a blade provided with a platform of the gas turbine, in particular a guide vane, and the impingement-cooled wall is a wall of the platform.
  • Another embodiment of the invention is characterized in that the platform is involved in a sequential cooling of the blade, in which the platform and the blade of the blade are flowed through by the same cooling medium.
  • a further embodiment is characterized in that the blade comprises an airfoil having a leading edge and a trailing edge, and that an impingement cooling chamber disposed downstream of the trailing edge is configured with its impingement cooling plate for increased cooling due to the increased thermal stress imposed by the trailing edge training wake vortex is tuned.
  • the impingement cooling chamber located downstream of the trailing edge may also be in a heat shield.
  • a further embodiment of the invention is characterized in that the component is a heat shield, where the impingement cooling is arranged in different chambers.
  • FIG. 1 shows a section through a conventionally cooled gas turbine component with a continuous impingement cooling chamber, which is covered by a uniform impingement cooling plate.
  • Fig. 2 is a perspective view of a blade platform with several separate, parallel-working impingement cooling chambers according to an embodiment of the invention and
  • FIG. 3 shows in a simplified representation the section in the plane III-III through the blade provided with impingement cooling blades according to FIG. 2.
  • FIGS. 2 and 3 show an exemplary embodiment of a baffled component in the form of a blade 10 of a gas turbine.
  • the blade 10 has an extending in the blade longitudinal direction blade 15, to which at one end a transverse platform 11 connects.
  • FIG. 2 shows the view from the rear onto the platform 11, in FIG. 3 the section through the platform 11 along the line III-III in FIG. 2.
  • the platform 11 has a wall 28 oriented essentially perpendicular to the blade longitudinal direction , with which it adjoins the hot gas channel 27 of the gas turbine. In the hot gas channel 27, the hot gas acts on the rotor and guide blades arranged there, as indicated in FIG. 3 by the horizontal arrows.
  • the airfoil 15 of the blade 10 is bounded upstream by a leading edge 16 and downstream by a trailing edge 17. It has a convex curved suction side and a concave curved pressure side, which are not directly visible in the figures.
  • a cooling medium in particular cooling air
  • the thermal loading of the wall 28 of the platform 11 on the outer side facing the hot gas channel 27 is also locally different. If the local temperature is high, the thermal load is usually high, and vice versa. In addition, the local flow conditions play a role, because the heat transfer between the hot gas and the wall depends on whether the local flow is laminar or turbulent, or whether there is even a rest zone at the local place.
  • the present solution therefore proposes correspondingly different cooling of thermally differently loaded areas of the wall 28 in order to achieve the most uniform possible cooling or temperature distribution of the platform 1 1 and on the other hand to consume as little cooling air as the cooling air consumption in the efficiency of the machine received.
  • the impingement cooling on the rear side of the wall 28 is specifically subdivided into different regions, each having its own impingement cooling chamber 13 or 13a, 13b, the cooling-technical configuration of these impingement cooling chambers reflecting the respective load ratio.
  • Each of the partition walls 14 and webs separated from each other, working in parallel impingement cooling chambers 13a, 13b is associated with its own baffle cooling plate 19a, 19b, in the baffle openings 18a, 18b of different numbers and / or distribution and / or different diameters, respectively.
  • Flow cross-section are provided.
  • the impingement cooling plates 19a, 19b may be individual separate sheets; but they can also be designed so that different areas are detected by a large common baffle cooling plate, so that this baffle cooling plate then extends over all of the impact cooling chambers 13a, 13b.
  • the exit of the heated cooling air into the hot gas duct 27 takes place separately for each impingement cooling chamber 13a, 13b via its own film cooling bores 26a, 26b.
  • the heated cooling air reaches the outside of the wall 28 and forms there a film that cools and protects against the hot gas in the hot gas channel 27.
  • the respective impact cooling chamber 13a, 13b simultaneously couples to the one in there
  • Hot gas channel 27 prevailing static pressure.
  • the static pressure p a in the hot gas duct 27 is relevant for the impingement cooling chamber 13 a, while the static pressure p b in the hot gas duct 27 is of importance for the impingement cooling chamber 13 b .
  • the pressure on the other side of the wall 28 can be lowered to limit the cooling air mass flow through this chamber. This means at the same time that the pressure drop across the associated baffle cooling plate is greater and thus a higher heat transfer coefficient can be achieved in the impingement cooling.
  • the local static pressure in the hot gas passage 27 for an impingement cooling chamber is high, the pressure on the other side of the wall 28 must be made higher to prevent the hot gas from entering the chamber.
  • the platform 1 1 can be integrated with advantage in a sequential cooling of the blade 10.
  • the cooling air is through the interior 12 of the Leaflet 15 and then flows through the impingement cooling plates 19a, 19b through into the impingement cooling chambers 13a, 13b, to exit after the impingement cooling of the wall through the film cooling holes 26a, 26b in the hot gas channel 27.
  • the locally adapted and optimized impingement cooling is advantageous in the case of a blade, in which an increased thermal load occurs due to a vortice train forming at the trailing edge 17 of the blade 15.
  • An impingement cooling chamber 13b arranged downstream of the trailing edge 17 is then designed with its impingement cooling plate 19b for increased cooling (increased hole density in FIG. 3) in order to absorb or compensate for the increased thermal load.
  • the final purpose of the invention is to be seen to make the cooling of the platform so that on the different pressure or thermal conditions, is taken into account by the prevailing flow conditions below this platform, whereby a uniform cooling of the entire platform can be achieved .
  • the different pressure conditions below the platform are due to the fact that the impinged blade contour, especially immediately below the platform, is exposed to different pressures, which is why it is also provided in a proposal according to the invention to provide the cooling of the platform sectorally by individual impingement cooling chambers, as can be seen from the figures , As a result of the chamber, this leads to separated air outlets, which is why it is important that the static pressure prevailing in the cooling system is taken into account.
  • the blow-out is designed open.
  • the solution according to the invention is based on the idea of carrying out the individual design of the impingement cooling chambers as a function of the thermal conditions which form effectively below the platform.
  • the invention provides the following advantages:
  • the cooling can be customized to specific thermal loads in specific areas of the bucket.
  • Cooling can be combined with sequential cooling arrangements that first cool an outer platform and then parallel the airfoil and an inner platform.

Abstract

A cooled component (10, 11) for a gas turbine delimits the hot-gas channel (27) of the gas turbine with the outer side of a wall (28) and has an apparatus for impingement cooling on the inside, wherein the impingement-cooling apparatus comprises a plurality of impingement-cooling chambers (13a, 13b) which are arranged next to one another, act in parallel, preferably adjoin one another, are covered by impingement-cooling plates (19a, 19b) equipped with impingement-cooling holes (18a, 18b), and can be loaded with cooling air. Optimized cooling is achieved in a component of this type by virtue of the fact that the impingement-cooling chambers (13a, 13b) are connected to the hot-gas channel (27) in each case by dedicated film cooling holes (26a, 26b), and that the density and/or the distribution and/or the diameter of the impingement-cooling holes (18a, 18b) in the impingement-cooling plates (19a, 19b) of the individual impingement-cooling chambers (13a, 13b) are/is adapted to the respective thermal loading and/or the respective static pressure prevailing during operation on the outer side of the wall (28).

Description

GEKÜHLTES BAUTEIL FÜR EINE GASTURBINE COOLED COMPONENT FOR A GAS TURBINE
Technisches GebietTechnical area
Die vorliegende Erfindung bezieht sich auf das Gebiet der Gasturbinen. Sie betrifft ein gekühltes Bauteil für eine Gasturbine gemäss dem Oberbegriff des Anspruchs 1.The present invention relates to the field of gas turbines. It relates to a cooled component for a gas turbine according to the preamble of claim 1.
Stand der TechnikState of the art
Laufschaufeln, Leitschaufeln, Hitzeschilde oder andere dem Heissgasstrom einer Gasturbine ausgesetzte Bauteile müssen intensiv gekühlt werden, um den in der Maschine auftretenden thermischen und mechanischen Belastungen während des Betriebs gewachsen zu sein. Eine Möglichkeit der Kühlung ist die Filmkühlung, bei der durch Öffnungen in der Wand des belasteten Bauteils ein Kühlmedium, in der Regel komprimierte Luft aus dem Kompressorteil der Gasturbine, in den Heissgaskanal austritt und einen kühlenden Film auf der dem Heissgas zugewandten Oberfläche des Bauteils bildet.Blades, vanes, heat shields or other exposed to the hot gas flow of a gas turbine components must be intensively cooled in order to cope with the thermal and mechanical stresses occurring in the machine during operation. One possibility of cooling is film cooling, in which through openings in the wall of the loaded component, a cooling medium, usually compressed air from the compressor part of the gas turbine, exits into the hot gas channel and forms a cooling film on the hot gas facing surface of the component.
Eine andere Möglichkeit der Kühlung, die alternativ oder zusätzlich zur Filmkühlung eingesetzt werden kann, ist die Prallkühlung, bei welcher ein unter Druck stehendes Kühlmedium durch ein mit verteilten Öffnungen versehenes Prallkühlungsblech strömt, und die daraus entstehenden Strahlen auf die im Abstand angeordnete Innenwand des belasteten Bauteils treffen, und wobei das Kühlmedium bei diesem Auftreffen intensiv Wärme von der Wand aufnimmt und abführt.Another possibility of cooling, which can be used as an alternative or in addition to the film cooling, is the impingement cooling, in which a pressurized cooling medium flows through an impeller cooling plate provided with distributed openings, and the resulting radiation on the spaced inner wall of the loaded component meet, and wherein the cooling medium at this impact receives intense heat from the wall and dissipates.
Die Wirksamkeit der Prallkühlung hängt dabei insbesondere von Art und Verteilung der dafür vorgesehenen Öffnungen im Prallkühlungsblech, vom Abstand des Prallkühlungsblechs von der zu kühlenden Wand, von der gewählten Fortströmungstechnik des Kühlmediums nach dem Auftreffen, also die Fortströmung des Kühlmediums nach durchgeführter Kühlungsarbeit, und allgemein von der Differenz der vor und hinter dem Prallkühlungsblech herrschenden Drücke des Kühlmediums ab. Fliesst das Kühlmedium indessen aus der zwischen Prallkühlungsblech und zu kühlender Wand gebildeten Kammer durch Kanäle in der Wand in den Heissgasstrom ab, wird die Druckdifferenz von dem an dieser Stelle herrschenden statischen Druck im Heissgaskanal massgeblich mitbestimmt.The effectiveness of the impingement cooling depends in particular on the type and distribution of the openings provided for this purpose in the impingement cooling plate, on the distance of the impingement cooling plate from the wall to be cooled, on the selected one Fortströmungstechnik the cooling medium after impact, so the outflow of the cooling medium after performing cooling work, and in general from the difference of prevailing before and behind the impingement cooling plate pressures of the cooling medium. If, however, the cooling medium flows out of the chamber formed between the impingement cooling plate and the wall to be cooled through channels in the wall into the hot gas flow, the pressure difference is decisively influenced by the static pressure prevailing in the hot gas duct at this point.
Die letztgenannte Konfiguration geht aus Fig. 1 hervor. Die Fig. 1 zeigt ein im Schnitt ein Gasturbinenbauteil 20 mit einem Körper 21 , der auf der Aussenseite (die untere Seite in Fig. 1 ) thermisch hoch belastet ist. Auf der Innenseite des Körpers 21 ist eine Prallkühlungskammer 23 ausgebildet, die durch ein von der Innenwand beabstandetes Prallkühlungsblech 22 abgeschlossen ist. Das Prallkühlungsblech 22 hat eine Vielzahl von verteilt angeordneten Prallkühlungslöchern 25, durch die ein Kühlmedium strahlenförmig in die Prallkühlungskammer 23 eintritt und auf die Innenwand des Körpers 21 trifft (Pfeile in Fig. 1 ). Nachdem das Kühlmedium beim Aufprallen auf die Wand von dort Wärme aufgenommen hat, strömt es über eine (oder mehrere) Kühlbohrung(en) nach aussen in den Heissgaskanal ab.The latter configuration is apparent from Fig. 1. Fig. 1 shows a section of a gas turbine component 20 with a body 21 which is thermally highly loaded on the outside (the lower side in Fig. 1). On the inside of the body 21, a baffle cooling chamber 23 is formed which is closed by a baffle cooling plate 22 spaced from the inner wall. The impingement cooling plate 22 has a plurality of distributed impingement cooling holes 25 through which a cooling medium radially enters the impingement cooling chamber 23 and meets the inner wall of the body 21 (arrows in FIG. 1). After the cooling medium has absorbed heat from there when it hits the wall, it flows outward into the hot-gas channel via one (or more) cooling hole (s).
Aus der Druckschrift EP-A2-0 698 723 ist ein gekühltes Leitschaufelsegment einer Gasturbine bekannt, das mittels eines geschlossenen Dampf-Kühlkreislaufs gekühlt wird. Dampf wird dabei durch einen Einlass zugeführt, kühlt die Innenseiten des Leitschaufelsegments mittels Prallkühlung und wird durch einen separaten Auslass wieder nach aussen abgeleitet. Das Segment ist durch Rippen in einzelne Kammern unterteilt, in denen jeweils Prallkühlungsbleche angeordnet sind. DieFrom the document EP-A2-0 698 723 a cooled stator blade segment of a gas turbine is known, which is cooled by means of a closed steam-cooling circuit. Steam is supplied through an inlet, cools the inner sides of the vane segment by means of impingement cooling and is discharged through a separate outlet back to the outside. The segment is divided by ribs into individual chambers, in each of which impingement cooling plates are arranged. The
Prallkühlungskammern haben jedoch keine Verbindung zum Heissgaskanal.However, impingement cooling chambers have no connection to the hot gas duct.
Aus der Druckschrift WO-A1 -02/50402 ist eine gekühlte Gasturbinenschaufel bekannt, bei der die innere Plattform mittels Prallkühlung gekühlt wird. Der Prallkühlungsbereich ist durch eine Rippe in zwei Zonen unterteilt, um die Kühlung beeinträchtigende Kreuzströmungen zu verringern und örtliche Wärmeübertragungskoeffizienten zu verkleinern. In einem beiden Zonen gemeinsamen Bereich sind Filmkühlungslöcher angeordnet, durch welche die Kühlluft aus beiden Zonen in den Heissgaskanal austritt.From the document WO-A1 -02 / 50402 a cooled gas turbine blade is known in which the inner platform is cooled by impingement cooling. The impingement cooling area is divided by a rib into two zones to reduce cross-flows affecting the cooling and localized To reduce heat transfer coefficients. In a zone common to both zones, film cooling holes are arranged through which the cooling air exits both zones into the hot gas channel.
Nachteilig ist bei diesen bekannten Lösungen, dass die Prallkühlung nicht direkt an die jeweiligen statischen Druckverhältnisse im Heissgaskanal und an die lokale thermische Belastung gleichermassen optimal angepasst ist.The disadvantage of these known solutions is that the impingement cooling is not adjusted equally optimally to the respective static pressure conditions in the hot gas duct and to the local thermal load.
Darstellung der ErfindungPresentation of the invention
Hier will die Erfindung Abhilfe schaffen. Es ist daher eine Aufgabe der Erfindung, ein gekühltes Bauteil für eine Gasturbine anzugeben, welches die Nachteile bekannter Lösungen vermeidet und sich insbesondere dadurch auszeichnet, dass eine den lokalen thermischen Belastungen und statischen Druckverhältnissen optimal angepasste, gleichförmige Kühlung der belasteten Oberfläche erzielt wird.The invention aims to remedy this situation. It is therefore an object of the invention to provide a cooled component for a gas turbine, which avoids the disadvantages of known solutions and is particularly characterized in that a local thermal loads and static pressure conditions optimally adapted, uniform cooling of the loaded surface is achieved.
Die Aufgabe wird durch die Gesamtheit der Merkmale des Anspruchs 1 gelöst. Wesentlich für die erfindungsgemässe Lösung ist, dass mehrere parallel arbeitende Prallkühlungskammern vorgesehen sind, die jeweils durch eigeneThe object is solved by the entirety of the features of claim 1. Essential for the inventive solution is that several parallel-working impingement cooling chambers are provided, each by its own
Filmkühlbohrungen mit dem Heissgaskanal in Verbindung stehen, und dass die Dichte und/oder die Verteilung und /oder der Durchmesser der Prallkühlungslöcher resp. der Durchflussquerschnitt der Öffnungen in den Prallkühlungsblechen der einzelnen Prallkühlungskammern an die jeweilige thermische Belastung und/oder den jeweiligen im Betrieb herrschenden statischen Druck an der Aussenseite der Wand angepasst ist.Film cooling holes are in communication with the hot gas channel, and that the density and / or the distribution and / or the diameter of the impingement cooling holes resp. the flow cross section of the openings in the impingement cooling plates of the individual impingement cooling chambers is adapted to the respective thermal load and / or the respective static pressure prevailing in operation on the outside of the wall.
Eine Ausgestaltung der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil eine mit einer Plattform versehene Schaufel der Gasturbine, insbesondere einer Leitschaufel, ist, und die prallgekühlte Wand eine Wand der Plattform ist. Eine andere Ausgestaltung der Erfindung zeichnet sich dadurch aus, dass die Plattform in eine sequentielle Kühlung der Schaufel eingebunden ist, bei der die Plattform und das Schaufelblatt der Schaufel von demselben Kühlmedium durchströmt werden.An embodiment of the invention is characterized in that the component is a blade provided with a platform of the gas turbine, in particular a guide vane, and the impingement-cooled wall is a wall of the platform. Another embodiment of the invention is characterized in that the platform is involved in a sequential cooling of the blade, in which the platform and the blade of the blade are flowed through by the same cooling medium.
Eine weitere Ausgestaltung ist dadurch gekennzeichnet, dass die Schaufel ein Schaufelblatt mit einer Vorderkante und einer Hinterkante umfasst, und dass eine stromabwärts der Hinterkante angeordnete Prallkühlungskammer mit ihrem Prallkühlungsblech für eine verstärkte Kühlung ausgelegt ist, die auf die erhöhte thermische Belastung durch die sich an der Hinterkante ausbildende Wirbelschleppe abgestimmt ist. Die stromab der Hinterkante angeordnete Prallkühlungskammer kann sich auch in einem Hitzeschild befinden.A further embodiment is characterized in that the blade comprises an airfoil having a leading edge and a trailing edge, and that an impingement cooling chamber disposed downstream of the trailing edge is configured with its impingement cooling plate for increased cooling due to the increased thermal stress imposed by the trailing edge training wake vortex is tuned. The impingement cooling chamber located downstream of the trailing edge may also be in a heat shield.
Eine weitere Ausgestaltung der Erfindung ist dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil ein Hitzeschild ist, wo die Prallkühlung in verschiedenen Kammern angeordnet ist.A further embodiment of the invention is characterized in that the component is a heat shield, where the impingement cooling is arranged in different chambers.
Kurze Erläuterung der FigurenBrief explanation of the figures
Die Erfindung soll nachfolgend anhand von Ausführungsbeispielen im Zusammenhang mit der Zeichnung näher erläutert werden. Alle für das unmittelbare Verständnis der Erfindung nicht wesentlichen Elemente sind fortgelassen worden. Gleiche Elemente sind in den verschiedenen Figuren mit den gleichen Bezugszeichen versehen. Es zeigen:The invention will be explained in more detail with reference to embodiments in conjunction with the drawings. All elements not essential to the immediate understanding of the invention have been omitted. The same elements are provided in the various figures with the same reference numerals. Show it:
Fig. 1 einen Schnitt durch ein herkömmlich gekühltes Gasturbinenbauteil mit einer durchgehenden Prallkühlungskammer, die von einem gleichförmigen Prallkühlungsblech abgedeckt ist; Fig. 2 in perspektivischer Ansicht eine Schaufelplattform mit mehreren separaten, parallel arbeitenden Prallkühlungskammern gemäss einem Ausführungsbeispiel der Erfindung und1 shows a section through a conventionally cooled gas turbine component with a continuous impingement cooling chamber, which is covered by a uniform impingement cooling plate. Fig. 2 is a perspective view of a blade platform with several separate, parallel-working impingement cooling chambers according to an embodiment of the invention and
Fig. 3 in einer vereinfachten Darstellung den Schnitt in der Ebene Ill-Ill durch die mit Prallkühlungsblechen versehene Schaufel gemäss Fig. 2.3 shows in a simplified representation the section in the plane III-III through the blade provided with impingement cooling blades according to FIG. 2.
Wege zur Ausführung der ErfindungWays to carry out the invention
In den Fig. 2 und 3 ist ein Ausführungsbeispiel eines prallgekühlten Bauteils in Form einer Schaufel 10 einer Gasturbine wiedergegeben. Die Schaufel 10 hat ein sich in der Schaufellängsrichtung erstreckendes Schaufelblatt 15, an das am einen Ende eine quer stehende Plattform 11 anschliesst. In Fig. 2 ist der Blick von hinten auf die Plattform 11 gezeigt, in Fig. 3 der Schnitt durch die Plattform 1 1 entlang der Linie Ill- Ill in Fig. 2. Die Plattform 11 hat eine im Wesentlichen senkrecht zur Schaufellängsrichtung orientierte Wand 28, mit der sie an den Heissgaskanal 27 der Gasturbine angrenzt. Im Heissgaskanal 27 beaufschlagt das Heissgas die dort angeordneten Lauf- und Leitschaufeln, wie dies in Fig. 3 durch die horizontalen Pfeile angedeutet ist.FIGS. 2 and 3 show an exemplary embodiment of a baffled component in the form of a blade 10 of a gas turbine. The blade 10 has an extending in the blade longitudinal direction blade 15, to which at one end a transverse platform 11 connects. FIG. 2 shows the view from the rear onto the platform 11, in FIG. 3 the section through the platform 11 along the line III-III in FIG. 2. The platform 11 has a wall 28 oriented essentially perpendicular to the blade longitudinal direction , with which it adjoins the hot gas channel 27 of the gas turbine. In the hot gas channel 27, the hot gas acts on the rotor and guide blades arranged there, as indicated in FIG. 3 by the horizontal arrows.
Das Schaufelblatt 15 der Schaufel 10 ist stromaufwärts durch eine Vorderkante 16 und stromabwärts durch eine Hinterkante 17 begrenzt. Es hat eine konvex gebogene Saugseite und eine konkav gebogene Druckseite, die in den Figuren nicht direkt zu sehen sind. Bei stark thermisch belasteten Schaufeln ist der Innenraum 12 des Schaufelblattes 15 üblicherweise mit mehreren Kühlkanälen durchzogen durch welche ein Kühlmedium, insbesondere Kühlluft, geleitet wird. Aufgrund der Strömungsverhältnisse im Heissgaskanal 27 und an den Schaufelblättern 15 ergeben sich um das Schaufelblatt 15 herum unterschiedliche Druck- und Temperaturverhältnisse, die in Fig. 3 dadurch angedeutet sind, dass an der Wand 28 der Plattform 11 im Bereich der Vorderkante 16 ein (statischer) Druck pa und eine Temperatur Ta eingetragen sind, und im Bereich der Hinterkante 17 ein (statischer) Druck pb und eine Temperatur Tb, die sich in der Regel von dem Druck pa und der Temperatur Ta zum Teil auch stark unterscheiden.The airfoil 15 of the blade 10 is bounded upstream by a leading edge 16 and downstream by a trailing edge 17. It has a convex curved suction side and a concave curved pressure side, which are not directly visible in the figures. In highly thermally loaded blades of the interior 12 of the airfoil 15 is usually traversed with a plurality of cooling channels through which a cooling medium, in particular cooling air, is passed. Due to the flow conditions in the hot gas channel 27 and the blades 15 arise around the blade 15 around different pressure and temperature conditions, which are indicated in Fig. 3 in that on the wall 28 of the platform 11 in the front edge 16 a (static) Pressure p a and one Temperature T a are registered, and in the region of the trailing edge 17, a (static) pressure p b and a temperature T b , which are also largely different from the pressure p a and the temperature T a in part.
Entsprechend diesen lokal variierenden thermischen Verhältnissen ist auch die thermische Belastung der Wand 28 der Plattform 11 auf der dem Heissgaskanal 27 zugewandten äusseren Seite lokal unterschiedlich. Ist die lokale Temperatur hoch, ist in der Regel auch die thermische Belastung hoch, und umgekehrt. Darüber hinaus spielen die lokalen Strömungsverhältnisse eine Rolle, weil der Wärmeübergang zwischen dem Heissgas und der Wand davon abhängt, ob die lokale Strömung laminar oder turbulent ausfällt, oder ob an der dortigen Stelle sogar eine Ruhezone vorliegt.In accordance with these locally varying thermal conditions, the thermal loading of the wall 28 of the platform 11 on the outer side facing the hot gas channel 27 is also locally different. If the local temperature is high, the thermal load is usually high, and vice versa. In addition, the local flow conditions play a role, because the heat transfer between the hot gas and the wall depends on whether the local flow is laminar or turbulent, or whether there is even a rest zone at the local place.
Die vorliegende Lösung schlägt daher vor, thermisch unterschiedlich belastete Bereiche der Wand 28 entsprechend unterschiedlich zu kühlen, um einerseits eine möglichst gleichmässige Kühlung bzw. Temperaturverteilung der Plattform 1 1 zu erreichen und andererseits möglichst wenig Kühlluft zu verbrauchen, da der Kühlluftverbrauch in den Wirkungsgrad der Maschine eingeht. Zu diesem Zweck ist die Prallkühlung auf der Rückseite der Wand 28 gezielt in unterschiedliche Bereiche unterteilt, die jeweils eine eigene Prallkühlungskammer 13 bzw. 13a, 13b aufweisen, wobei die kühlungstechnische Konfiguration dieser Prallkühlungskammern das jeweilige Belastungsverhältnis widerspiegelt. Jede der durch Trennwände 14 bzw. Stege voneinander getrennten, parallel arbeitenden Prallkühlungskammern 13a, 13b ist ein eigenes Prallkühlungsblech 19a, 19b zugeordnet, in den Prallkühlungsöffnungen 18a, 18b unterschiedlicher Anzahl und/oder Verteilung und/oder unterschiedlichen Durchmessers resp. Durchflussquerschnitts vorgesehen sind. Die Prallkühlungsbleche 19a, 19b können einzelne separate Bleche sein; sie können aber auch so gestaltet sein, dass durch ein grosses gemeinsames Prallkühlungsblech unterschiedliche Bereiche erfasst werden, so dass sich dieses Prallkühlungsblech dann über alle Prallkühlungskammern 13a, 13b erstreckt. Die durch die Prallkühlungsöffnungen 18a, 18b in die Prallkühlungskammern 13a, 13b in Strahlen eintretende Kühlluft prallt auf die Innenseite der Wand 28, nimmt dabei Wärme von der Wand auf und transportiert sie ab, indem diese Kühlluft dann aus den Prallkühlungskammern 13a, 13b in den benachbarten Heissgaskanal 27 ausströmt. Der Austritt der aufgeheizten Kühlluft in den Heissgaskanal 27 erfolgt für jede Prallkühlungskammer 13a, 13b separat über eigene Filmkühlbohrungen 26a, 26b. Durch diese Filmkühlbohrungen 26a, 26b gelangt die aufgeheizte Kühlluft auf die Aussenseite der Wand 28 und bildet dort einen Film aus, der kühlt und gegen das Heissgas im Heissgaskanal 27 schützt. Durch diese Filmkühlbohrungen 26a, 26b koppelt die jeweilige Prallkühlungskammer 13a, 13b gleichzeitig an den dort imThe present solution therefore proposes correspondingly different cooling of thermally differently loaded areas of the wall 28 in order to achieve the most uniform possible cooling or temperature distribution of the platform 1 1 and on the other hand to consume as little cooling air as the cooling air consumption in the efficiency of the machine received. For this purpose, the impingement cooling on the rear side of the wall 28 is specifically subdivided into different regions, each having its own impingement cooling chamber 13 or 13a, 13b, the cooling-technical configuration of these impingement cooling chambers reflecting the respective load ratio. Each of the partition walls 14 and webs separated from each other, working in parallel impingement cooling chambers 13a, 13b is associated with its own baffle cooling plate 19a, 19b, in the baffle openings 18a, 18b of different numbers and / or distribution and / or different diameters, respectively. Flow cross-section are provided. The impingement cooling plates 19a, 19b may be individual separate sheets; but they can also be designed so that different areas are detected by a large common baffle cooling plate, so that this baffle cooling plate then extends over all of the impact cooling chambers 13a, 13b. The cooling air entering the impingement cooling chambers 13a, 13b through the impingement cooling holes 18a, 18b impinges on the inside of the wall 28, absorbs heat from the wall and transports it, by then transferring this cooling air from the impingement cooling chambers 13a, 13b to the adjacent one Hot gas channel 27 flows out. The exit of the heated cooling air into the hot gas duct 27 takes place separately for each impingement cooling chamber 13a, 13b via its own film cooling bores 26a, 26b. Through these film cooling holes 26a, 26b, the heated cooling air reaches the outside of the wall 28 and forms there a film that cools and protects against the hot gas in the hot gas channel 27. By means of these film cooling bores 26a, 26b, the respective impact cooling chamber 13a, 13b simultaneously couples to the one in there
Heissgaskanal 27 herrschenden statischen Druck an. Im Beispiel der Fig. 3 ist für die Prallkühlungskammer 13a der statische Druck pa im Heissgaskanal 27 relevant, während für die Prallkühlkammer 13b der statische Druck pb im Heissgaskanal 27 von Bedeutung ist.Hot gas channel 27 prevailing static pressure. In the example of FIG. 3, the static pressure p a in the hot gas duct 27 is relevant for the impingement cooling chamber 13 a, while the static pressure p b in the hot gas duct 27 is of importance for the impingement cooling chamber 13 b .
Ist der lokale statische Druck im Heissgaskanal 27 für eine Prallkühlungskammer gering, kann der Druck auf der anderen Seite der Wand 28 abgesenkt werden, um den Kühlluftmassenstrom durch diese Kammer zu begrenzen. Dies bedeutet gleichzeitig, dass der Druckabfall über dem zugehörigen Prallkühlungsblech grösser ausfällt und damit ein höherer Wärmeübergangskoeffizient bei der Prallkühlung erreicht werden kann. Ist der lokale statische Druck im Heissgaskanal 27 für eine Prallkühlungskammer dagegen hoch, muss der Druck auf der anderen Seite der Wand 28 höher ausgelegt werden, um ein Eindringen des Heissgases in die Kammer zu verhindern. Je nach dem herrschenden, lokalen statischen Druck und je nach der thermischen Belastung der Wand 28 in diesen Bereich können durch die abgetrennten und an den lokalen Druck angekoppelten Prallkühlungskammern der optimale Kühlmassenstrom und die optimale Kühlung so eingestellt werden, dass der Wirkungsgrad der Maschine nicht unnötig reduziert wird.If the local static pressure in the hot gas channel 27 for a baffle cooling chamber is low, the pressure on the other side of the wall 28 can be lowered to limit the cooling air mass flow through this chamber. This means at the same time that the pressure drop across the associated baffle cooling plate is greater and thus a higher heat transfer coefficient can be achieved in the impingement cooling. On the other hand, if the local static pressure in the hot gas passage 27 for an impingement cooling chamber is high, the pressure on the other side of the wall 28 must be made higher to prevent the hot gas from entering the chamber. Depending on the prevailing, local static pressure and depending on the thermal load of the wall 28 in this area can be adjusted by the separated and coupled to the local pressure impingement cooling chambers optimal cooling mass flow and optimum cooling so that the efficiency of the machine is not unnecessarily reduced becomes.
Die Plattform 1 1 kann mit Vorteil in eine sequentielle Kühlung der Schaufel 10 eingebunden werden. Die Kühlluft wird dabei durch den Innenraum 12 des Schaufelblatts 15 geleitet und strömt dann durch die Prallkühlungsbleche 19a, 19b hindurch in die Prallkühlungskammern 13a, 13b ein, um nach erfolgter Prallkühlung der Wand durch die Filmkühlungsbohrungen 26a, 26b in den Heissgaskanal 27 auszutreten.The platform 1 1 can be integrated with advantage in a sequential cooling of the blade 10. The cooling air is through the interior 12 of the Leaflet 15 and then flows through the impingement cooling plates 19a, 19b through into the impingement cooling chambers 13a, 13b, to exit after the impingement cooling of the wall through the film cooling holes 26a, 26b in the hot gas channel 27.
Die lokal angepasste und optimierte Prallkühlung ist bei einer Schaufel von Vorteil, bei der eine erhöhte thermische Belastung durch eine sich an der Hinterkante 17 des Schaufelblatts 15 ausbildende Wirbelschleppe auftritt. Eine stromabwärts der Hinterkante 17 angeordnete Prallkühlungskammer 13b ist dann mit ihrem Prallkühlungsblech 19b für eine verstärkte Kühlung ausgelegt (erhöhte Lochdichte in Fig. 3), um die erhöhte thermische Belastung aufzufangen bzw. auszugleichen.The locally adapted and optimized impingement cooling is advantageous in the case of a blade, in which an increased thermal load occurs due to a vortice train forming at the trailing edge 17 of the blade 15. An impingement cooling chamber 13b arranged downstream of the trailing edge 17 is then designed with its impingement cooling plate 19b for increased cooling (increased hole density in FIG. 3) in order to absorb or compensate for the increased thermal load.
Der finale Zweck der Erfindung ist darin zu sehen, die Kühlung der Plattform so zu gestalten, dass auf die unterschiedlichen Druck- bzw. thermischen Verhältnisse, durch die unterhalb dieser Plattform herrschenden Strömungsverhältnisse Rechnung getragen wird, womit eine uniforme Kühlung der ganzen Plattform erzielt werden kann. Die unterschiedlichen Druckverhältnisse unterhalb der Plattform rühren daher, dass die beaufschlagte Schaufelkontur, insbesondere unmittelbar unterhalb der Plattform, unterschiedlichen Drücken ausgesetzt ist, weshalb auch bei einem erfindungsgemässen Vorschlag vorgesehen ist, die Kühlung der Plattform sektoriell durch einzelne Prallkühlungskammern vorzusehen, wie dies aus den Figuren hervorgeht. Dies führt dann kammerbedingt zu separierten Luftabflüssen, weshalb es wichtig ist, dass der dort herrschende statische Druck bei der Kühlung berücksichtigt wird. Die Ausblasung wird offen konzipiert. Bei der geometrischen Ausgestaltung ist es wichtig, dass die Druckdifferenz möglichst klein gehalten wird, aber doch noch so gross ist, dass die Heissgase nicht in die Kammern zurückschlagen können. Durch die individuelle sektorielle Kühlung wird erreicht, dass der Verbrauch an Kühlungsluft signifikant reduziert werden kann. Insgesamt beruht die erfindungsgemässe Lösung auf der Idee, die individuelle Ausgestaltung der Prallkühlungskammern in Abhängigkeit zu den sich effektiv unterhalb der Plattform bildenden thermischen Verhältnissen vorzunehmen. der Erfindung ergeben sich die folgenden Vorteile:The final purpose of the invention is to be seen to make the cooling of the platform so that on the different pressure or thermal conditions, is taken into account by the prevailing flow conditions below this platform, whereby a uniform cooling of the entire platform can be achieved , The different pressure conditions below the platform are due to the fact that the impinged blade contour, especially immediately below the platform, is exposed to different pressures, which is why it is also provided in a proposal according to the invention to provide the cooling of the platform sectorally by individual impingement cooling chambers, as can be seen from the figures , As a result of the chamber, this leads to separated air outlets, which is why it is important that the static pressure prevailing in the cooling system is taken into account. The blow-out is designed open. In the geometric design, it is important that the pressure difference is kept as small as possible, but still so large that the hot gases can not strike back into the chambers. The individual sector cooling ensures that the consumption of cooling air can be significantly reduced. Overall, the solution according to the invention is based on the idea of carrying out the individual design of the impingement cooling chambers as a function of the thermal conditions which form effectively below the platform. The invention provides the following advantages:
• Der Kühlluftverbrauch wird reduziert. • Auch Spitzenbelastungen werden beherrscht.• The cooling air consumption is reduced. • Peak loads are also mastered.
• Der Betrieb wird sicherer, wenn eine Lötverbindung ausfällt.• Operation becomes safer when a solder connection fails.
• Die Kühlung kann an spezielle thermische Belastungen in bestimmten Bereichen der Schaufel individuelle angepasst werden.• The cooling can be customized to specific thermal loads in specific areas of the bucket.
• Oberhalb des Prallkühlungsblechs können zusätzliche Öffnungen für die Umgehung einer Bugwelle an der Schaufel vorgesehen werden.• Above the impingement cooling plate, additional openings may be provided for bypassing a bow wave on the blade.
• Die Kühlung kann mit sequentiellen Kühlungsanordnungen kombiniert werden, bei denen erst eine äussere Plattform gekühlt wird, und dann parallel das Schaufelblatt und eine innere Plattform. • Cooling can be combined with sequential cooling arrangements that first cool an outer platform and then parallel the airfoil and an inner platform.
BezugszeichenlisteLIST OF REFERENCE NUMBERS
10 Schaufel (Gasturbine)10 shovel (gas turbine)
1 1 Plattform1 1 platform
12 Innenraum (Schaufelblatt)12 interior (airfoil)
13 Prallkühlungskammer13 baffle cooling chamber
13a,b Prallkühlungskammer13a, b baffle cooling chamber
14 Trennwand14 partition wall
15 Schaufelblatt15 airfoil
16 Vorderkante16 leading edge
17 Hinterkante17 trailing edge
18a,b Prallkühlungsloch18a, b impact cooling hole
19a,b Prallkühlungsblech19a, b baffle cooling plate
20 Gasturbinenbauteil (Schaufelplattform, Hitzeschild)20 gas turbine component (blade platform, heat shield)
21 Körper21 bodies
22 Prallkühlungsblech22 Impact cooling plate
23 Prallkühlungskammer23 impingement cooling chamber
24 Filmkühlbohrung24 film cooling hole
25 Prallkühlungsloch25 baffle cooling hole
26a,b Filmkühlbohrung26a, b Film cooling hole
27 Heissgaskanal27 hot gas channel
28 Wand 28 wall

Claims

Patentansprüche claims
1. Gekühltes Bauteil (10, 1 1 ) für eine Gasturbine, welches Bauteil mit der1. cooled component (10, 1 1) for a gas turbine, which component with the
Aussenseite einer Wand (28) den Heissgaskanal (27) der Gasturbine begrenzt und auf der Innenseite eine Vorrichtung zur Prallkühlung aufweist, wobei dieOuter side of a wall (28) delimits the hot gas channel (27) of the gas turbine and having on the inside a device for impingement cooling, wherein the
Prallkühlungsvorrichtung eine Mehrzahl von nebeneinander angeordneten, parallel wirkenden, vorzugsweise aneinander grenzenden Prallkühlungskammern (13a, 13b) umfasst, die durch mit Prallkühlungsöffnungen (18a, 18b) ausgestattete Prallkühlungsbleche (19a, 19b) abgedeckt und mit Kühlluft beaufschlagbar sind, dadurch gekennzeichnet, dass die Prallkühlungskammern (13a, 13b) jeweils durch eigene Filmkühlbohrungen (26a, 26b) mit dem Heissgaskanal (27) in Verbindung stehen, und dass die Dichte und/oder die Verteilung und /oder der Durchmesser resp. Durchflussquerschnitt der Prallkühlungsöffnungen (18a, 18b) in den Prallkühlungsblechen (19a, 19b) der einzelnenImpingement cooling device comprises a plurality of juxtaposed, parallel-acting, preferably adjacent impact cooling chambers (13a, 13b) which are covered by impingement cooling openings (18a, 18b) equipped impingement cooling plates (19a, 19b) and can be acted upon with cooling air, characterized in that the impingement cooling chambers (13a, 13b) in each case by their own film cooling holes (26a, 26b) with the hot gas channel (27) are in communication, and that the density and / or the distribution and / or the diameter resp. Flow cross section of the impingement cooling openings (18a, 18b) in the impingement cooling plates (19a, 19b) of the individual
Prallkühlungskammern (13a, 13b) an die jeweilige thermische Belastung und/oder den jeweiligen im Betrieb herrschenden statischen Druck an der Aussenseite der Wand (28) angepasst ist.Impeller cooling chambers (13a, 13b) is adapted to the respective thermal load and / or the respective prevailing in operation static pressure on the outside of the wall (28).
2. Gekühltes Bauteil nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das2. Cooled component according to claim 1, characterized in that the
Bauteil eine mit einer Plattform (11 ) versehene Schaufel (10) der Gasturbine, insbesondere einer Leitschaufel, ist, und die prallgekühlte Wand eine Wand (28) der Plattform (11 ) ist.Component is provided with a platform (11) blade (10) of the gas turbine, in particular a vane, and the impingement-cooled wall is a wall (28) of the platform (11).
3. Gekühltes Bauteil nach Anspruch 2, dadurch gekennzeichnet, dass die3. cooled component according to claim 2, characterized in that the
Plattform (11 ) in eine sequentielle Kühlung der Schaufel (10) eingebunden ist, bei der die Plattform (1 1 ) und das Schaufelblatt (15) der Schaufel (10) von dem Kühlmedium durchströmt werden.Platform (11) is involved in a sequential cooling of the blade (10), in which the platform (1 1) and the blade (15) of the blade (10) are flowed through by the cooling medium.
4. Gekühltes Bauteil nach einem der Ansprüche 1 bis 3, dadurch gekennzeichnet, dass die Schaufel (10) ein Schaufelblatt (15) mit einer Vorderkante (16) und einer Hinterkante (17) umfasst, und dass eine stromabwärts der Hinterkante (17) angeordnete Prallkühlungskammer (13b) mit ihrem Prallkühlungsblech (19b) für eine verstärkte Kühlung ausgelegt ist, die auf die erhöhte thermische Belastung durch die sich an der Hinterkante (17) ausbildende Wirbelschleppe abgestimmt ist.4. cooled component according to one of claims 1 to 3, characterized in that the blade (10) has an airfoil (15) with a Leading edge (16) and a trailing edge (17), and that a downstream of the trailing edge (17) arranged impingement cooling chamber (13 b) is designed with its impingement cooling plate (19 b) for increased cooling, which is due to the increased thermal load by at the Trailing edge (17) forming wake turbulence is tuned.
5. Gekühltes Bauteil nach Anspruch 1 , dadurch gekennzeichnet, dass das Bauteil ein Hitzeschild ist.5. Cooled component according to claim 1, characterized in that the component is a heat shield.
6. Gekühltes Bauteil nach Anspruch 5, dadurch gekennzeichnet, dass das6. cooled component according to claim 5, characterized in that the
Hitzeschild mit einer Prallkühlung in verschiedenen Kammern versehen ist. Heat shield is provided with an impingement cooling in different chambers.
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