EP3832069A1 - Turbine blade for a stationary gas turbine - Google Patents

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EP3832069A1
EP3832069A1 EP19214178.6A EP19214178A EP3832069A1 EP 3832069 A1 EP3832069 A1 EP 3832069A1 EP 19214178 A EP19214178 A EP 19214178A EP 3832069 A1 EP3832069 A1 EP 3832069A1
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EP
European Patent Office
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coolant passage
coolant
blade
trailing edge
turbine blade
Prior art date
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Withdrawn
Application number
EP19214178.6A
Other languages
German (de)
French (fr)
Inventor
Philipp CAVADINI
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Siemens AG
Original Assignee
Siemens AG
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Filing date
Publication date
Application filed by Siemens AG filed Critical Siemens AG
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Priority to US17/780,670 priority patent/US12006838B2/en
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Priority to CN202080084589.1A priority patent/CN114787482B/en
Priority to JP2022532872A priority patent/JP2023505451A/en
Priority to EP20824139.8A priority patent/EP4048872B1/en
Priority to PCT/EP2020/084603 priority patent/WO2021110899A1/en
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    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
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    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
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    • F01D5/20—Specially-shaped blade tips to seal space between tips and stator
    • 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
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
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    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
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    • 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
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes

Definitions

  • the invention relates to a turbine blade according to the preamble of claim 1.
  • Turbine blades of gas turbines are subject to the highest thermal and mechanical loads during operation, which is why they can now be cooled with the help of complex, hollow internal geometries and are designed to be particularly robust.
  • a gas turbine blade corresponding to the preamble of claim 1 is from FIG WO 1996/15358 A1 known, with the aid of cooling air introduced tangentially into a leading edge cooling channel, cooling of the leading edge is made possible without further film cooling holes, often also referred to as showerhead holes, being required for their cooling.
  • film cooling holes also known as gill holes, located in the suction side near the leading edge, whereas the remaining proportion of this cooling air is conducted below the blade tip to the trailing edge .
  • the remaining part of the airfoil is cooled via a serpentine cooling channel with subsequent rear edge blow-out.
  • multi-layer turbine blade which is also referred to in English as a "multi-wall turbine blade”.
  • two displacement bodies are provided with which the cooling air flowing inside the turbine blade is intended to be forced particularly close to the inner surfaces of the outer walls.
  • FIG EP 1 783 327 A2 A The alternative configuration of a multiwall turbine blade is also shown in FIG EP 1 783 327 A2 .
  • the object of the invention is consequently to provide a long-lasting turbine blade with a further reduced coolant consumption.
  • the present invention proposes a turbine blade for a stationary gas turbine, in particular for one of its high-pressure turbine stages, with a cooling system arranged in its interior, which has a first cooling path for a comprises first coolant flow and a second cooling path for a second coolant flow, in which the first cooling path comprises a first coolant passage, which is set up for cyclone cooling of the leading edge and a second coolant passage adjoining the first coolant passage, which extends below the blade tip from the leading edge in the direction the trailing edge, the second cooling path having a serpentine coolant passage for cooling a central area of the airfoil arranged in the chord direction behind the leading edge area and a first trailing edge coolant passage for at least partial cooling ng comprises a trailing edge area of the airfoil arranged in the chord direction behind the central area and extending to the trailing edge, the first trailing edge coolant passage having a plurality of first trailing edge Outlet holes is fluidically connected,
  • the invention is based on the knowledge that a significant saving in coolant for cooling the turbine blade can only be achieved if the leading edge and / or the pressure-side side wall and the suction-side side wall of the blade, ie the serpentine coolant passage, is set up for closed cooling .
  • This is understood here to mean that in particular in the leading edge and / or the flat areas of the blade - apart from the blade tip or its rubbing edges - there are no openings through which coolant can flow out and flow into a hot gas flowing around the turbine blade.
  • the first coolant flow is guided via a second coolant passage, which extends directly below the blade tip to the rear end of the airfoil, and via an adjoining third coolant passage at preferably approximately half the height of the trailing edge, and then in a radially outwardly arranged trailing edge coolant passage to be put to good use there. Because of this solution, the requirement for cooling air for the second flow path can be significantly reduced.
  • the approach proposed here therefore offers the maximum benefit of the available coolant due to a novel division and using a cooling concept, namely cyclone cooling, which was previously used for turbine blades of the first and / or second turbine stage of gas turbines with comparatively high compressor pressure ratios or high turbine inlet temperatures considered completely unsuitable and therefore not considered for their turbine blades.
  • the consumption of coolant can be reduced to an extent that cannot be expected in advance while at the same time providing adequate cooling of the entire airfoil. According to detailed simulations, this even applies to turbine blades in one of the two front turbine stages of a stationary gas turbine with a turbine inlet temperature of 1300 ° C and higher at ISO nominal operation or with a compressor pressure ratio of 19: 1 or higher. Even with such turbine blades, the The amount of coolant can be reduced by about 30% compared to a conventional one with cooling holes arranged in the front edge, while achieving the same service life.
  • one or more outlet holes for coolant which are fluidically connected to the second coolant passage, are arranged in the blade tip. This measure improves the fatigue strength of any rubbing edges protruding from the blade tip.
  • the first cooling path comprises a supply passage for the first coolant passage, which is arranged immediately next to the first coolant passage and extends at least over a large part of the span of the airfoil via a plurality of through openings with the first coolant passage in such a way that it is fluidically connected to the first coolant passage coolant flowing through the passage openings can impart or reinforce a swirl to the coolant flowing in the first coolant passage.
  • This can be achieved in that the passage openings open tangentially, i.e. eccentrically in the first coolant passage and in particular in alignment with the inner surface of the suction-side or pressure-side side wall and / or are positioned in the radial direction. Efficient cyclone cooling of the leading edge can thus be provided comparatively easily.
  • cyclone cooling of the leading edge that is adapted or homogenized over the height of the blade can be achieved in that a density of passage openings that can be determined in the spanwise direction is greatest at the base end, and preferably decreases gradually or continuously towards the blade tip.
  • the flow velocity in the first coolant passage can be kept almost constant over the span of the blade, which can also be achieved through a first coolant passage tapering in cross section to the blade tip.
  • a plurality of preferably rib-shaped, in particular inclined, turbulators are arranged on one or more inner surfaces of one or more coolant passages in order to further increase the heat transfer into the first and / or second coolant locally and / or to support the swirl .
  • a plurality of sockets arranged in a pattern, i.e. in several rows, are provided in each trailing edge coolant passage. This allows a trailing edge area of the airfoil, which adjoins the central area of the airfoil and extends to the rear edge of the airfoil, to be cooled in a closed manner in a simple and efficient manner.
  • the distribution of the coolant for the two cooling paths and the pressure losses occurring therein can also be efficiently adjusted.
  • two cooling channel arms which widen the second coolant passage are provided, which widen radially inward with increasing extension in the direction of the chord and open into the third coolant passage.
  • This measure reduces or compensates for the reduction in the flow cross-section of the second coolant passage, which results from the teardrop-shaped shape of the blade profile which tapers to a point towards the rear edge.
  • an approximately constant cross-sectional area can be achieved for the entire length of the second coolant passage, whereby the first coolant flow can flow through the second coolant passage at a constant speed. Flow separation can thus be avoided while maintaining uniform cooling of the blade tip and the local areas of the side walls.
  • a partition is arranged between the second coolant passage and the serpentine coolant passage, which connects the two side walls to one another and extends in the direction of the chord, the partition forming a preferably tapering displacement wedge as it approaches the rear edge in connection with the inner surfaces of the two side walls, the two cooling duct arms are laterally bounded.
  • a rear separating rib extending in the spanwise direction is provided between the third coolant passage and the second rear edge coolant passage. If necessary, one or more holes can also be present in the rear separating rib in order to prevent local dead water areas in the second rear edge coolant passage.
  • the trailing edge has a normalized height of 100%, starting at its root end at 0% and ending at the blade tip at 100%, the two trailing edge coolant passages at least from a separating rib that extends mainly in the direction of the chord are essentially separated from one another, which is arranged at a height between 45% and 75% of the normalized height.
  • this allows a particularly efficient division of the total available Achieve the amount of coolant with which, on the one hand, homogeneous cooling of the airfoil and, on the other hand, a further reduced coolant consumption per se can be achieved.
  • the serpentine coolant passage comprises at least two channel sections extending in the spanwise direction and at least two reversal sections which alternate with one another, the reversal section further downstream in the coolant flow being directly fluidically connected to the first trailing edge coolant passage is.
  • the two channel sections by means of a displacement body and by means of the two side walls in a cross-sectional view of the blade are each essentially C-shaped with a suction-side channel arm, a pressure-side channel arm and one connecting the two channel arms Connecting arms are designed and arranged to one another in such a way that they almost completely surround the displacement body.
  • a turbine blade configured as a multiwall can be provided.
  • it is designed as a multiwall possible to produce an airfoil that has a relatively small curvature at the leading edge even with low consumption of resources. This slight curvature is of course very beneficial to the generation of swirl in the first coolant passage.
  • the cooling sections can have comparatively small flow cross-sections.
  • the second coolant stream then flows through the channel sections or through the serpentine coolant passage at a sufficiently high speed and thus with the formation of a sufficiently high heat transfer.
  • This in particular reduces the amount of coolant required for efficient cooling of the central area of the airfoil between the leading edge and trailing edge area.
  • the consumption can be reduced by about a further 40%, whereby the thermal efficiency of the turbine blade can then be brought comparatively close to the theoretical maximum.
  • the displacement body viewed in cross section, encompasses a cavity and is supported on the two side walls via webs.
  • At least one, preferably both, support ribs connecting the pressure side wall to the suction side wall, which extend from the base end to the blade tip, can be used on the support rib or on the turbine rotor blade to compensate for Coriolis forces occurring on the second coolant during operation the connecting arms delimiting inner surfaces of the displacement body elements, preferably turbulators, may be provided. This can cause a cross flow of coolant can be reduced from the suction-side channel arm through the connecting arm to the pressure-side channel arm.
  • the turbine blade according to the invention is preferably cast, with an opening which is present in the blade root after the casting of the turbine blade and which is in direct, i.e. immediate connection with the cavity, being closed by a separately produced cover plate.
  • Such is preferably also closed in that a separately produced cover plate is fastened to the blade root so that it completely covers the relevant opening.
  • one or more inlets are provided for each cooling path, which are directly fluidically connected to the first coolant passage or the supply passage or to the serpentine coolant passage or one of its channel sections.
  • the turbine blade preferably has an aspect ratio of a trailing edge span based on a chord length to be detected at the root end, which is 3.0 or less, since it has been found that the proposed distribution of the available coolant in two coolant flows, which are preferably separate from one another, and the simultaneously proposed division of the cooling of the trailing edge region, in particular for turbine blades of this type, enables a considerable saving in the amount of coolant.
  • the turbine blade described above can be used both as a rotor blade attached to a rotor or as a guide blade attached to a static carrier.
  • the turbine blade described above can also be used in a first or second turbine stage of a stationary gas turbine that has a turbine inlet temperature of at least 1300 ° C. in ISO nominal operation and / or a compression ratio of 19: 1 or greater in ISO nominal operation .
  • a turbine inlet temperature of at least 1300 ° C. in ISO nominal operation and / or a compression ratio of 19: 1 or greater in ISO nominal operation .
  • aero derivatives do not fall under the definition of stationary gas turbines.
  • the invention is therefore not only suitable for those stationary gas turbines whose hot gas temperatures at the turbine inlet are considered to be comparatively low by today's standards.
  • FIG. 1 a turbine blade 10 in a side view.
  • the turbine blade 10 which is preferably produced in an investment casting process, comprises a blade root 12, which is only shown in the approach.
  • the blade root 12 can be designed in a known manner in a dovetail shape or a Christmas tree shape. This is followed by a platform 13, from which a blade 18 extends in the spanwise direction R from a foot-side end 20 to a blade tip 22. If the turbine rotor blade 10 is installed in a gas turbine through which there is an axial flow, the span direction and the radial direction of the gas turbine coincide. In a chord direction S oriented transversely to the span direction R, the blade 18 extends from a leading edge 24 to a trailing edge 26.
  • exit holes 46, 56 are distributed along the span direction.
  • an aspect ratio HSP / SL of a trailing edge span HSP based on a chord length SL to be detected at the foot end is 1.9 and is preferably in the range between 1.5 and 3.
  • Outlet openings 28 likewise open out on a lateral surface of the platform 13.
  • the outlet holes 46, 56 and the outlet openings 28 are in flow connection with an inner cooling system of the turbine rotor blade 10.
  • FIG Figure 2 The cooling system of the turbine blade 10 and in particular of the airfoil 18 is shown in FIG Figure 2 shown schematically as cooling schemes.
  • a first coolant flow M1 and a second coolant flow M2 can be fed separately to the turbine rotor blade 10.
  • the first coolant flow M1 flows through a first cooling path 30, which is composed of a plurality of coolant passages 31, 32, 33, 34, 36a, 36b, 38, 40, 44. Downstream one in the Figure 2
  • An inlet (not shown) for the coolant flow M1 is followed by a supply passage 31 which is in flow connection with a first coolant passage 32 via a multiplicity of passage openings 33.
  • the first coolant passage 32 is used for cyclone cooling of the leading edge 24 of the airfoil 18 and the immediately adjoining leading edge area 39.
  • the first coolant passage 32 merges into a second coolant passage 34, which extends from the leading edge 24 to cool the blade tip 22
  • the blade tip 22 extends over a comparatively large chord length in the direction of the rear edge 26.
  • Third outlet holes 67 for cooling rubbing edges explained later can be arranged in the blade tip.
  • the second coolant passage 34 further comprises two cooling channel arms 36a, 36 which only begin in the second half of the second coolant passage 34 and which, like the downstream end of the second coolant passage 34, are connected to a third coolant passage 38.
  • the latter is via a reversal section 40 fluidically connected to a second trailing edge coolant passage 44.
  • the coolant flow M1 flowing through the first cooling path 30 can then leave the turbine rotor blade 10 at its trailing edge 26 via a multiplicity of second outlet holes 46.
  • the second cooling path 50 is arranged, which is downstream of an in Figure 2 has a serpentine coolant passage 52 inlet, not shown further.
  • the serpentine coolant passage 52 includes a central region 48 ( Figure 1 ) According to this exemplary embodiment, two channel sections 55a, 55b which extend in the spanwise direction and which are connected to one another via a reversing section 57a arranged between them.
  • first trailing edge coolant passage 54 At the downstream end of the second channel section 55b, there is a second reversal section 57b, which fluidically connects the second channel section 55b to a first trailing edge coolant passage 54.
  • the coolant flow M2 flowing through the second cooling path 50 can then leave the turbine rotor blade 10 at its rear edge 26 via a multiplicity of first outlet holes 46.
  • Both trailing edge coolant passages 44, 54 serve to cool a trailing edge area 59 ( Figure 1 ).
  • FIG. 3 shows, as a longitudinal section, an inner structure of the turbine rotor blade 10 according to FIG Figure 1 , which according to the cooling scheme Figure 2 is designed accordingly.
  • the turbine rotor blade 10 comprises a number of differently arranged walls and ribs which separate the individual cooling paths and coolant passages from one another.
  • Two inlets 80 for the two coolant flows M1 and M2 or for the two cooling paths 30, 50 are provided in the blade root 12. Between the two inlets 80 there is a front support rib 66v which connects the two side walls 14, 16 to one another and which, for a first section, forms the first Separates cooling path 30 from second cooling path 50.
  • a front separating rib 49v also separates the supply passage 31 from the first coolant passage 32, a plurality of passage openings 33 (detail to FIG. 4) being arranged in the front separating rib 49v. In Figure 3 of these, however, only the mouths of the passage openings are shown. How out Figure 3 As can be seen, a greater density of passage openings 33 is provided in the area close to the platform than in the area close to the tip. The position and the orientation of the passage openings 33 in the front separating rib 49v is selected such that a comparatively strongly twisted coolant flow can arise in the first coolant passage 32.
  • a swirled coolant flow is to be understood as one which can form cyclone-like or analogous to a helical line or a helix from the foot-side end 20 to the blade tip 22. They are therefore arranged eccentrically in the front separating rib 49v and in particular aligned with the inner walls of the suction side wall 16 (or pressure side wall), possibly even at an incline towards the blade tip 22 in order to at least partially compensate for the weakening of the swirl when flowing through the first coolant passage 32.
  • the second coolant passage 34 connects to cool a bottom 37 of the blade tip 22, the second coolant passage 34 being separated from the serpentine coolant passage 52 by a partition 60.
  • the third coolant passage 38 connects, which extends from the blade tip 22 in the direction of the root end 22, but only up to approximately half the height of the blade 18, the height of the blade 18 at the trailing edge 26 is to be recorded. This is followed by a further reversal section 40, by means of which the first coolant flow M1 can be supplied to the second trailing edge coolant passage 44.
  • the third coolant passage 38 is largely separated from the second rear edge coolant passage 54 by a correspondingly configured rear partition rib 49h.
  • the bases are designed more like a race track with comparatively narrow passages in order to bring about the highest possible pressure loss.
  • the first cooling path 30 ends in second outlet holes 46 provided in the rear edge 26, through which at least a large part of the coolant flow M1 supplied through the associated inlet 80 can be released from the turbine rotor blade 10.
  • the second cooling path 50 for guiding the second coolant flow M2 and essentially comprises the serpentine coolant passage 52 and the first trailing edge coolant passage 44.
  • the former can be divided into four successive sections, the first of which is referred to as the first channel section 55a. This is followed by a first reversal section 57a, a second channel section 55b and a second reversal section 57b.
  • the latter connects the serpentine coolant passage 52 with the second trailing edge coolant passage 54, which is designed analogously to the first trailing edge coolant passage 44 with racetrack-shaped sockets 53 arranged in several rows.
  • the two channel sections 55a, 55b of the serpentine coolant passage 52 extend along the span direction R over a large part of the airfoil 18 first channel section 55a and second channel section 55b are, as in FIG Figure 4 additionally shown, essentially U-shaped, each with a channel arm 55as, 55bs arranged on the suction side, a channel arm 55ad, 55bd arranged on the pressure side and a connecting arm 55av, 55bv connecting the respective channel arms.
  • the first channel section 55a of the pressure-side side wall 14, of the front support rib 66v, of the suction-side side wall 16 and a displacement body 70 arranged in the interior is shown in cross section according to Figure 4 - surround.
  • the second channel section 55b is surrounded by the pressure-side side wall 14, by a rear support rib 66h, by the suction-side side wall 16 and the displacement body 70 arranged in the interior.
  • the displacement body 70 itself engages around a cavity 72 and is supported via webs 71 on the pressure-side side wall 14 or the suction-side side wall 16.
  • the webs 71 extend approximately over the entire height of the blade 18 and serve on the one hand for monolithic fastening of the displacement body 70 in the turbine rotor blade 10 and on the other hand to separate the two channel sections 55, 57 Figure 2 it can be seen that the displacement body 72 is trimmed at its radially outer end on the rear edge side. This measure improves the mechanical integrity of the turbine rotor blade 10 and, in particular, its vibration resistance.
  • the two trailing edge coolant passages 44, 54 are separated from one another by a separating rib 64 that extends mainly in the chordal direction S, at least for the most part, if not completely.
  • the separating rib 64 ends at a height of 55% of a standardized blade height of the trailing edge 24.
  • the separating rib 64 is preferably arranged at a height between 45% and 75% of the standardized height.
  • FIGS 5 to 7 show sections through the tip of the turbine rotor blade 10 according to the three section lines BB, CC and DD Figure 3 .
  • rubbing edges 78 are provided both on the suction side and on the pressure side.
  • the displacement body 70 is not closed at its radially outer end, but rather is open towards the first reversing section 57a. In this respect, it would be possible for the second coolant flow M2 to flow in.
  • an opening 74a on the blade root 12, which is required for creating the cavity 72 or the displacement body 70 is replaced by a cover plate 76a attached there after casting ( Figure 1 ) is closed, the cavity 72 lacks outlet openings.
  • Figure 8 shows in a view directed towards the blade tip 22 - that is to say outward - a cross section of the downstream half of the blade tip 22 according to section line EE Figure 3 .
  • a channel section on the blade root side can be provided, which can represent an extension of the first coolant passage 32 to the underside of the blade root 12.
  • suitable swirl generators for example spiral ribs, can be provided which twist the coolant flow M1 in a cyclonic manner when it flows through the channel section on the blade root side.
  • the first coolant passage 32 would be separated from the connecting channel 55av by the front support rib 66v, so that passage opening 33 arranged in the front support rib 66v could promote a refreshment or amplification of the swirl pulse.
  • it can possibly even make sense not to completely separate the two coolant flows M1 and M2 from one another, but rather to support them to a small extent.
  • Figure 9 shows a gas turbine 100 with a compressor 110, a combustion chamber 120 and a turbine unit 130 only schematically.
  • a generator 150 for generating electricity is coupled to a rotor 140 of the gas turbine.
  • the compressor 110 is designed in such a way that, during operation under ISO standard conditions, it has a pressure ratio of compressed ambient air VL to sucked-in ambient air L of 19: 1 or greater.
  • the compressed air VL is then mixed with a fuel F and burned to form a hot gas HG.
  • Combustion chamber 120 and turbine unit 130 are designed in such a way that the hot gas HG flowing at the exit of the combustion chamber 120 or at the inlet of the turbine unit 130 has a temperature of at least 1300 ° C. under ISO standard conditions, the rotor blades and guide vanes of the first turbine stage or the second turbine stage are designed in the manner described here.
  • the hot gas HG expanded in the turbine unit 130 leaves it as flue gas RG.
  • the invention proposes a turbine blade 10 with a blade root 12 and a blade 18, which extends along a span direction R from a root end 20 to a blade tip 22 and along a chord direction S arranged transversely to the span direction R from a leading edge 24 to a trailing edge 26, wherein a first cooling path 30 for a first coolant flow M1 and a second cooling path 50 for a second coolant flow M2 are configured in the interior of the airfoil 18, the first cooling path 30 being a first coolant passage 32 which is configured for cyclone cooling of the leading edge 24 and a second coolant passage 34 adjoining the first coolant passage 32 and extending below the blade tip 22 from the leading edge 24 towards the trailing edge 26, wherein the second cooling path 50 comprises a serpentine coolant passage 52 for cooling a chordwise trailing edge edge area 39 of the airfoil 18 and a first trailing edge coolant passage 54 for at least partial cooling of a central area arranged in the direction of the chord behind the central area 48 and reaching to the trailing edge
  • the first coolant passage 32 and / or the serpentine coolant passage 52 is set up for closed cooling and the first cooling path 30 is a third coolant passage 38 that adjoins the second coolant passage 34 and that is extends mainly radially inward and comprises a second trailing edge coolant passage 44 adjoining the third coolant passage 38, which is designed for cooling a region of the trailing edge region 59 on the blade tip side and is fluidically connected to a plurality of second outlet holes 46 arranged in the trailing edge 26 .

Landscapes

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

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel mit einem Schaufelblatt (18), wobei im Inneren des Schaufelblatts (18) ein erster Kühlpfad (30) für einen ersten Kühlmittelstrom (M1) und ein zweiter Kühlpfad (50) für einen zweiten Kühlmittelstrom (M2) ausgestaltet sind, wobei der erste Kühlpfad (30)eine erste Kühlmittelpassage (32), die zu einer Zyklonkühlung der Vorderkante (24) eingerichtet ist und eine sich an die erste Kühlmittelpassage (32) anschließende zweite Kühlmittelpassage (34), die sich unterhalb der Schaufelspitze (22) von der Vorderkante (24) in Richtung der Hinterkante (26) erstreckt, umfasst, wobei der zweite Kühlpfad (50) eine Serpentinen-Kühlmittelpassage (52) zur Kühlung eines Mittelbereichs (48) des Schaufelblatts (18) und eine erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage (54) zur teilweisen Kühlung eines Hinterkantenbereichs (59) umfasst.The invention relates to a turbine blade with an airfoil (18), a first cooling path (30) for a first coolant flow (M1) and a second cooling path (50) for a second coolant flow (M2) being designed in the interior of the airfoil (18), wherein the first cooling path (30) has a first coolant passage (32) which is set up for cyclone cooling of the leading edge (24) and a second coolant passage (34) adjoining the first coolant passage (32) and extending below the blade tip (22) extending from the leading edge (24) towards the trailing edge (26), wherein the second cooling path (50) comprises a serpentine coolant passage (52) for cooling a central region (48) of the airfoil (18) and a first trailing edge coolant passage ( 54) for partial cooling of a trailing edge area (59).

Description

Erfindung betrifft eine Turbinenschaufel gemäß dem Oberbegriff von Anspruch 1.The invention relates to a turbine blade according to the preamble of claim 1.

Turbinenschaufeln von Gasturbinen unterliegen im Betrieb höchsten thermischen und mechanischen Belastungen, weswegen diese heutzutage Mithilfe von komplexen, hohlen Innen-Geometrien kühlbar und besonders robust ausgestaltet sind.Turbine blades of gas turbines are subject to the highest thermal and mechanical loads during operation, which is why they can now be cooled with the help of complex, hollow internal geometries and are designed to be particularly robust.

So ist beispielsweise eine dem Oberbegriff des Anspruch 1 entsprechende Gasturbinenschaufel aus der WO 1996/15358 A1 bekannt, bei der Mithilfe von tangential in einen Vorderkanten-Kühlkanal eingebrachter Kühlluft eine Kühlung der Vorderkante ermöglicht wird, ohne dass darin weitere Filmkühllöcher, im Englischen häufig auch als Showerhead-Holes bezeichnet, zu deren Kühlung erforderlich sind. Ein signifikanter Anteil der im Vorderkanten-Kühlkanal strömenden Kühlluft wird jedoch über in der Saugseite, nahe der Vorderkante angeordnete Filmkühllöcher, im Englischen auch als Gill-Holes bezeichnet, aus der Turbinenschaufel entlassen, wohingegen der restliche Anteil dieser Kühlluft unterhalb der Schaufelspitze zur Hinterkante geführt wird. Der restliche Teil des Schaufelblatts hingegen wird über einen Serpentinen-Kühlkanal mit anschließender Hinterkanten-Ausblasung gekühlt.For example, a gas turbine blade corresponding to the preamble of claim 1 is from FIG WO 1996/15358 A1 known, with the aid of cooling air introduced tangentially into a leading edge cooling channel, cooling of the leading edge is made possible without further film cooling holes, often also referred to as showerhead holes, being required for their cooling. However, a significant proportion of the cooling air flowing in the leading edge cooling duct is released from the turbine blade via film cooling holes, also known as gill holes, located in the suction side near the leading edge, whereas the remaining proportion of this cooling air is conducted below the blade tip to the trailing edge . The remaining part of the airfoil, on the other hand, is cooled via a serpentine cooling channel with subsequent rear edge blow-out.

Des Weiteren ist aus der WO 2017/039571 A1 eine sogenannte Mehrlagen-Turbinenschaufel bekannt, die im englischen auch als "Multiwall-Turbine Blade" bezeichnet wird. In ihrem Inneren sind zwei Verdrängungskörper vorgesehen, mit denen die im Inneren der Turbinenschaufel strömende Kühlluft besonders nah an die Innenflächen der Außenwände gedrängt werden soll. Eine alternative Ausgestaltung einer Multiwall-Turbinenschaufel zeigt zudem die EP 1 783 327 A2 .Furthermore, from the WO 2017/039571 A1 a so-called multi-layer turbine blade is known, which is also referred to in English as a "multi-wall turbine blade". In its interior, two displacement bodies are provided with which the cooling air flowing inside the turbine blade is intended to be forced particularly close to the inner surfaces of the outer walls. A The alternative configuration of a multiwall turbine blade is also shown in FIG EP 1 783 327 A2 .

Im Streben nach weiter erhöhten Wirkungsgraden von Turbinen besteht ein fortwährender Bedarf an Kühllufteinsparung, da die eingesparte Kühlluft als Primärluft zur Oxidation von fossilen oder synthetischen Brennstoffen effizienzsteigernd verwendet werden kann.In the pursuit of increased turbine efficiency, there is a constant need to save cooling air, since the saved cooling air can be used to increase efficiency as primary air for the oxidation of fossil or synthetic fuels.

Die Aufgabe der Erfindung ist folglich die Bereitstellung einer langlebigen Turbinenschaufel mit einem weiter reduziertem Kühlmittelverbrauch.The object of the invention is consequently to provide a long-lasting turbine blade with a further reduced coolant consumption.

Diese Aufgabe wird erfindungsgemäß gelöst durch eine Turbinenschaufel gemäß Anspruch 1. Die vorliegende Erfindung schlägt eine Turbinenschaufel für eine insbesondere axial durchströmte, stationäre Gasturbine, insbesondere für eine ihrer Hochdruck-Turbinenstufen, mit einem in ihrem Inneren angeordneten Kühlsystem vor, welches einen ersten Kühlpfad für einen ersten Kühlmittelstrom und ein zweiten Kühlpfad für einen zweiten Kühlmittelstrom umfasst, bei dem der erste Kühlpfad eine erste Kühlmittelpassage, die zu einer Zyklonkühlung der Vorderkante eingerichtet ist und eine sich an die erste Kühlmittelpassage anschließende zweite Kühlmittelpassage, die sich unterhalb der Schaufelspitze von der Vorderkante in Richtung der Hinterkante erstreckt, wobei der zweite Kühlpfad eine Serpentinen-Kühlmittelpassage zur Kühlung eines in Sehnenrichtung hinter dem Vorderkantenbereich angeordneten Mittelbereichs des Schaufelblatts und eine erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage zur zumindest teilweisen Kühlung eines in Sehnenrichtung hinter dem Mittelbereich angeordneten, bis zur Hinterkante reichenden Hinterkantenbereichs des Schaufelblatts umfasst, wobei die erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage mit einer Vielzahl von ersten, in der Hinterkante angeordneten Austrittslöchern strömungstechnisch verbunden ist, wobei die erste Kühlmittelpassage für eine geschlossene Kühlung eingerichtet ist und der erste Kühlpfad weiter umfasst: eine sich an die zweite Kühlmittelpassage anschließende dritte Kühlmittelpassage, die sich hauptsächlich radial nach innen erstreckt sowie eine, sich an die dritte Kühlmittelpassage anschließende zweite Hinterkanten-Kühlmittelpassage, welche zur Kühlung einer schaufelspitzenseitigen Region des Hinterkantenbereichs ausgestaltet ist und mit einer Vielzahl von zweiten, in der Hinterkante angeordneten Austrittslöchern strömungstechnisch verbunden ist.This object is achieved according to the invention by a turbine blade according to claim 1. The present invention proposes a turbine blade for a stationary gas turbine, in particular for one of its high-pressure turbine stages, with a cooling system arranged in its interior, which has a first cooling path for a comprises first coolant flow and a second cooling path for a second coolant flow, in which the first cooling path comprises a first coolant passage, which is set up for cyclone cooling of the leading edge and a second coolant passage adjoining the first coolant passage, which extends below the blade tip from the leading edge in the direction the trailing edge, the second cooling path having a serpentine coolant passage for cooling a central area of the airfoil arranged in the chord direction behind the leading edge area and a first trailing edge coolant passage for at least partial cooling ng comprises a trailing edge area of the airfoil arranged in the chord direction behind the central area and extending to the trailing edge, the first trailing edge coolant passage having a plurality of first trailing edge Outlet holes is fluidically connected, the first coolant passage being set up for closed cooling and the first cooling path further comprising: a third coolant passage adjoining the second coolant passage, which extends mainly radially inward and a second rear edge adjoining the third coolant passage -Coolant passage, which is designed to cool a region of the trailing edge region on the blade tip side and is fluidically connected to a plurality of second outlet holes arranged in the trailing edge.

Der Erfindung liegt die Erkenntnis zugrunde, dass eine signifikante Einsparung von Kühlmittel zur Kühlung der Turbinenschaufel nur dann erreicht werden kann, wenn die Vorderkante und/oder die druckseitige Seitenwand und die saugseitige Seitenwand des Schaufelblatts, d.h. die Serpentinen-Kühlmittelpassage für eine geschlossene Kühlung eingerichtet ist. Darunter wird hier verstanden, dass insbesondere in der Vorderkante und/oder die flächigen Bereichen des Schaufelblatts - also abgesehen von der Schaufelspitze bzw. deren Anstreifkanten - keine Öffnungen aufweisen, durch welche Kühlmittel ausströmen und in ein die Turbinenschaufel umströmendes Heißgas einströmen kann. Mit anderen Worten: von der ersten Kühlmittelpassage und/oder von der Serpentinen-Kühlmittelpassage zweigen weder Showerhead-, noch Gill-Holes, noch andere Filmkühllöcher ab. Um dennoch eine hinreichende Kühlung der Vorderkante zu erreichen, insbesondere von thermisch äußerst hochbelasteten Turbinenschaufeln, besteht eigentlich in einem Fall von geschlossener Vorderkantenkühlung ein gesteigerter Bedarf an Kühlmittel. Mit der Erfindung wird nun jedoch erstmalig vorgeschlagen den für die VorderkantenKühlung eingesetzte erste Kühlmittelstrom auch noch für die Kühlung eines radial äußeren Teils des Hinterkantenbereichs des Schaufelblatts zur verwenden. Anstatt das Kühlmittel wie im Stand der Technik über Gill-Holes und an der Hinterkante direkt zu entlassen, wird erfindungsgemäß eine hintere Trennrippe ins System eingebracht, die das Kühlmittel aus dem vorwärtsströmenden System kommend erneut nach innen umlenkt und schließlich zu einem weiteren Hinterkanten-Kühlmittelpassage führt. Folglich wird der erste Kühlmittelstrom über eine zweite Kühlmittelpassage, die sich unmittelbar unterhalb der Schaufelspitze zum hinteren Ende des Schaufelblatts erstreckt, und über eine sich daran anschließende dritte Kühlmittelpassage auf vorzugsweise etwa halbe Höhe der Hinterkante geführt, um anschließend in einer radial außen angeordneten Hinterkanten-Kühlmittelpassage dort nutzbringend verwendet zu werden. Aufgrund dieser Lösung kann der Bedarf an Kühlluft für den zweiten Strömungspfad signifikant reduziert werden. Mithin bietet der hier vorgeschlagene Ansatz einen maximalen Nutzen des zur Verfügung stehenden Kühlmittels aufgrund einer neuartigen Aufteilung und unter Verwendung eines Kühlkonzepts, nämlich der Zyklonkühlung, die für Turbinenschaufeln der ersten und/oder zweiten Turbinenstufe von Gasturbinen mit vergleichsweise hohen Verdichterdruckverhältnissen bzw. hohen Turbineneintrittstemperaturen bisher als vollkommen ungeeignet angesehen und deshalb für deren Turbinenschaufeln nicht in Betracht gezogen wurde.The invention is based on the knowledge that a significant saving in coolant for cooling the turbine blade can only be achieved if the leading edge and / or the pressure-side side wall and the suction-side side wall of the blade, ie the serpentine coolant passage, is set up for closed cooling . This is understood here to mean that in particular in the leading edge and / or the flat areas of the blade - apart from the blade tip or its rubbing edges - there are no openings through which coolant can flow out and flow into a hot gas flowing around the turbine blade. In other words: neither showerhead nor gill holes nor other film cooling holes branch off from the first coolant passage and / or from the serpentine coolant passage. In order to nevertheless achieve sufficient cooling of the leading edge, in particular of turbine blades which are extremely thermally stressed, there is actually an increased need for coolant in a case of closed leading edge cooling. With the invention, however, it is now proposed for the first time that the first coolant flow used for leading edge cooling is also used for cooling a radially outer part of the trailing edge region of the blade to use. Instead of directly discharging the coolant via gill holes and at the rear edge, as in the prior art, a rear separating rib is introduced into the system according to the invention, which again diverts the coolant coming from the forward-flowing system inwards and finally leads to another rear-edge coolant passage . As a result, the first coolant flow is guided via a second coolant passage, which extends directly below the blade tip to the rear end of the airfoil, and via an adjoining third coolant passage at preferably approximately half the height of the trailing edge, and then in a radially outwardly arranged trailing edge coolant passage to be put to good use there. Because of this solution, the requirement for cooling air for the second flow path can be significantly reduced. The approach proposed here therefore offers the maximum benefit of the available coolant due to a novel division and using a cooling concept, namely cyclone cooling, which was previously used for turbine blades of the first and / or second turbine stage of gas turbines with comparatively high compressor pressure ratios or high turbine inlet temperatures considered completely unsuitable and therefore not considered for their turbine blades.

Mit der Erfindung kann der Verbrauch an Kühlmittel in einem nicht vorab zu erwartendem Umfang reduziert werden bei gleichzeitiger hinreichender Kühlung des gesamten Schaufelblatts. Gemäß detaillierten Simulationen gilt dies selbst für Turbinenschaufeln, die in einer der beiden vorderen Turbinenstufen einer stationären Gasturbine, deren Turbineneintrittstemperatur bei ISO-Nennbetrieb von 1300°C und höher liegt oder deren Verdichterdruckverhältnis von 19:1 oder höher beträgt. Selbst bei derartigen Turbinenschaufeln konnte die Menge an Kühlmittel um etwa 30 % gesenkt werden im Vergleich zu einer konventionellen, mit in der Vorderkante angeordneten Kühllöchern, unter Erreichung der identischen Lebensdauer.With the invention, the consumption of coolant can be reduced to an extent that cannot be expected in advance while at the same time providing adequate cooling of the entire airfoil. According to detailed simulations, this even applies to turbine blades in one of the two front turbine stages of a stationary gas turbine with a turbine inlet temperature of 1300 ° C and higher at ISO nominal operation or with a compressor pressure ratio of 19: 1 or higher. Even with such turbine blades, the The amount of coolant can be reduced by about 30% compared to a conventional one with cooling holes arranged in the front edge, while achieving the same service life.

Gemäß einer weiteren besonders bevorzugten Ausführungsform der Erfindung sind in der Schaufelspitze ein oder mehrere Austrittslöcher für Kühlmittel angeordnet sind, die mit der zweiten Kühlmittelpassage strömungstechnisch verbunden sind. Diese Maßnahme verbessert die Dauerfestigkeit von etwaigen, an der Schaufelspitze hervorragenden Anstreifkanten.According to a further particularly preferred embodiment of the invention, one or more outlet holes for coolant, which are fluidically connected to the second coolant passage, are arranged in the blade tip. This measure improves the fatigue strength of any rubbing edges protruding from the blade tip.

Bei einer weiteren bevorzugten Ausführungsform umfasst der erste Kühlpfad eine Versorgungspassage für die erste Kühlmittelpassage, die unmittelbar neben der ersten Kühlmittelpassage angeordnet sich zumindest über einen Großteil der Spannweite des Schaufelblatts erstreckend über eine Vielzahl von Durchtrittsöffnungen derart mit der ersten Kühlmittelpassage strömungstechnisch verbunden ist, dass das durch die Durchtrittsöffnungen strömende Kühlmittel dem in der ersten Kühlmittelpassage strömenden Kühlmittel einen Drall aufprägen bzw. verstärken kann. Dies kann erreicht werden, indem die Durchtrittsöffnungen tangential, d.h. außermittig in der ersten Kühlmittelpassage und insbesondere mit der Innenfläche der saugseitigen oder druckseitigen Seitenwand fluchtend münden und/oder in Radialrichtung angestellt sind. Somit lässt sich eine effiziente Zyklonkühlung der Vorderkante vergleichsweise einfach bereitstellen.In a further preferred embodiment, the first cooling path comprises a supply passage for the first coolant passage, which is arranged immediately next to the first coolant passage and extends at least over a large part of the span of the airfoil via a plurality of through openings with the first coolant passage in such a way that it is fluidically connected to the first coolant passage coolant flowing through the passage openings can impart or reinforce a swirl to the coolant flowing in the first coolant passage. This can be achieved in that the passage openings open tangentially, i.e. eccentrically in the first coolant passage and in particular in alignment with the inner surface of the suction-side or pressure-side side wall and / or are positioned in the radial direction. Efficient cyclone cooling of the leading edge can thus be provided comparatively easily.

Eine über die Höhe des Schaufelblatts angepasste bzw. homogenisierte Zyklonkühlung der Vorderkante lässt sich gemäß einer weiteren Ausführungsform dadurch erreichen, dass eine in Spannweitenrichtung ermittelbare Dichte an Durchtrittsöffnungen am fußseitigen Ende am größten ist, und vorzugsweise zur Schaufelspitze hin schrittweise oder kontinuierlich abnimmt. Hiermit kann die Strömungsgeschwindigkeit in der ersten Kühlmittelpassage über die Spannweite des Schaufelblatts nahezu konstant gehalten werden, was ebenso durch eine sich im Querschnitt verjüngende erste Kühlmittelpassage zur Schaufelspitze erreichbar ist.According to a further embodiment, cyclone cooling of the leading edge that is adapted or homogenized over the height of the blade can be achieved in that a density of passage openings that can be determined in the spanwise direction is greatest at the base end, and preferably decreases gradually or continuously towards the blade tip. In this way, the flow velocity in the first coolant passage can be kept almost constant over the span of the blade, which can also be achieved through a first coolant passage tapering in cross section to the blade tip.

Gemäß einer weiteren vorteilhaften Ausgestaltung ist an einer oder mehreren Innenflächen von einer oder mehreren Kühlmittelpassagen eine Vielzahl von vorzugsweise rippenförmigen, insbesondere geneigt angeordneten Turbulatoren angeordnet, um lokal den Wärmeübergang in das erste und oder zweite Kühlmittel weiter zu erhöhen und/oder um den Drall zu unterstützen.According to a further advantageous embodiment, a plurality of preferably rib-shaped, in particular inclined, turbulators are arranged on one or more inner surfaces of one or more coolant passages in order to further increase the heat transfer into the first and / or second coolant locally and / or to support the swirl .

Nach einer weiteren Weiterbildung der Erfindung ist in jeder Hinterkanten-Kühlmittelpassage eine Vielzahl von in einem Muster d.h. in mehreren Reihen angeordneten Sockeln vorgesehen. Hiermit lässt sich ein Hinterkantenbereich des Schaufelblatts, welcher sich an den Mittelbereich des Schaufelblatts anschließt und sich bis zur Hinterkante des Schaufelblatts erstreckt, in einfacher wie effizienter Weise geschlossen kühlen. Weiter können dadurch auch die Aufteilung des Kühlmittels für die beiden Kühlpfade und die darin auftretenden Druckverluste effizient eingestellt werden.According to a further development of the invention, a plurality of sockets arranged in a pattern, i.e. in several rows, are provided in each trailing edge coolant passage. This allows a trailing edge area of the airfoil, which adjoins the central area of the airfoil and extends to the rear edge of the airfoil, to be cooled in a closed manner in a simple and efficient manner. In addition, the distribution of the coolant for the two cooling paths and the pressure losses occurring therein can also be efficiently adjusted.

Bei einer weiteren bevorzugten Ausführungsform sind zwei die zweite Kühlmittelpassage erweiternde, Kühlkanalarme vorgesehen, die mit zunehmender Erstreckung in Sehnenrichtung sich nach radial innen aufweiten und in der dritten Kühlmittelpassage münden. Diese Maßnahme reduziert bzw. kompensiert die Verringerung des Durchströmungsquerschnitts der zweiten Kühlmittelpassage, die sich aufgrund der tropfenförmigen Gestalt des zur Hinterkante spitz zulaufenden Schaufelprofils ergibt. Mithin kann für die gesamte Länge der zweiten Kühlmittelpassage eine annähernd konstante Querschnittsfläche erzielt werden, wodurch der erste Kühlmittelstrom mit konstanter Geschwindigkeit die zweite Kühlmittelpassage durchströmen kann. Strömungsablösung können somit vermieden werden unter Aufrechterhaltung einer gleichmäßigen Kühlung der Schaufelspitze sowie der lokalen Bereiche der Seitenwände.In a further preferred embodiment, two cooling channel arms which widen the second coolant passage are provided, which widen radially inward with increasing extension in the direction of the chord and open into the third coolant passage. This measure reduces or compensates for the reduction in the flow cross-section of the second coolant passage, which results from the teardrop-shaped shape of the blade profile which tapers to a point towards the rear edge. As a result, an approximately constant cross-sectional area can be achieved for the entire length of the second coolant passage, whereby the first coolant flow can flow through the second coolant passage at a constant speed. Flow separation can thus be avoided while maintaining uniform cooling of the blade tip and the local areas of the side walls.

Des Weiteren ist gemäß einer Weiterbildung der vorgenannten Ausführungsform zwischen der zweiten Kühlmittelpassage und der Serpentinen-Kühlmittelpassage eine Trennwand angeordnet, die die beiden Seitenwände miteinander verbindet und sich in Sehnenrichtung erstreckt, wobei die Trennwand mit zunehmender Annährung zur Hinterkante einen vorzugsweise spitz zulaufenden Verdrängungskeil ausbildet, der in Verbindung mit den Innenflächen der beiden Seitenwände die zwei Kühlkanalarme seitlich begrenzt.Furthermore, according to a further development of the aforementioned embodiment, a partition is arranged between the second coolant passage and the serpentine coolant passage, which connects the two side walls to one another and extends in the direction of the chord, the partition forming a preferably tapering displacement wedge as it approaches the rear edge in connection with the inner surfaces of the two side walls, the two cooling duct arms are laterally bounded.

Gemäß einer weiteren besonders bevorzugten Ausführungsform der Erfindung ist zwischen der dritten Kühlmittelpassage und der zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage eine sich in Spannweitenrichtung erstreckende hintere Trennrippe vorgesehen. Gegebenenfalls können in der hinteren Trennrippe auch ein oder mehrere Löcher vorhanden sein, um lokale Totwassergebiete in der zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage zu verhindern.According to a further particularly preferred embodiment of the invention, a rear separating rib extending in the spanwise direction is provided between the third coolant passage and the second rear edge coolant passage. If necessary, one or more holes can also be present in the rear separating rib in order to prevent local dead water areas in the second rear edge coolant passage.

Gemäß einem vorteilhaften Vorschlag der Erfindung weist die Hinterkante eine normierte Höhe von 100%, beginnend an ihrem fußseitigem Ende bei 0% und endend an der Schaufelspitze bei 100 %, auf, wobei die beiden Hinterkanten-Kühlmittelpassagen von einer sich hauptsächlich in Sehnenrichtung erstreckenden Trennrippe zumindest im Wesentlichen voneinander getrennt sind, die auf einer Höhe zwischen 45% und 75% der normierten Höhe angeordnet ist. Insbesondere hierdurch lässt eine besonders effiziente Aufteilung der insgesamt zur Verfügung stehenden Kühlmittelmenge erreichen, mit der zum einen eine homogene Kühlung des Schaufelblatts und zum anderen ein weiter reduzierter Kühlmittelverbrauch an sich erzielbar ist. Um die zum Gießen der Turbinenschaufel benötigten Gusskerne, welche später die beiden hinteren Hinterkanten-Kühlmittelpassagen hinterlassen, besser befestigen zu können und um Kernbruch zu vermeiden, ist es hilfreich sein, wenn diese Gusskerne über einige, wenige Stützen unmittelbar miteinander verbunden sind. Zwar hinterlassen dann die Stützen in der fertigen Turbinenschaufel Öffnungen in der Trennrippe, die die vollständige Trennung der beiden Hinterkanten-Kühlkanäle aufhebt, jedoch sind die beiden Hinterkanten-Kühlkanäle weiterhin im Wesentlichen voneinander getrennt.According to an advantageous proposal of the invention, the trailing edge has a normalized height of 100%, starting at its root end at 0% and ending at the blade tip at 100%, the two trailing edge coolant passages at least from a separating rib that extends mainly in the direction of the chord are essentially separated from one another, which is arranged at a height between 45% and 75% of the normalized height. In particular, this allows a particularly efficient division of the total available Achieve the amount of coolant with which, on the one hand, homogeneous cooling of the airfoil and, on the other hand, a further reduced coolant consumption per se can be achieved. In order to be able to better fasten the cast cores required for casting the turbine blade, which are later left behind by the two rear trailing edge coolant passages, and to avoid core breakage, it is helpful if these cast cores are directly connected to one another via a few supports. Although the supports then leave openings in the separating rib in the finished turbine blade, which eliminates the complete separation of the two trailing-edge cooling channels, the two trailing-edge cooling channels are still essentially separated from one another.

Bevorzugtermaßen ist bei einer weiteren Weiterbildung der Erfindung vorgesehen, dass die Serpentinen-Kühlmittelpassage zumindest zwei sich in Spannweitenrichtung erstreckende Kanalabschnitte und zumindest zwei Umkehrabschnitte, die einander abwechseln, umfasst, wobei der im Kühlmittelstrom weiter stromab gelegene Umkehrabschnitt mit der ersten Hinterkanten-Kühlmittelpassage unmittelbar strömungstechnisch verbunden ist.In a further development of the invention, it is preferably provided that the serpentine coolant passage comprises at least two channel sections extending in the spanwise direction and at least two reversal sections which alternate with one another, the reversal section further downstream in the coolant flow being directly fluidically connected to the first trailing edge coolant passage is.

Besonders bevorzugt und vorteilhaft ist die Weiterbildung der voran beschriebenen Ausführungsform, bei der die beiden Kanalabschnitte mittels eines Verdrängungskörpers und mittels der beiden Seitenwände in einer Querschnittsbetrachtung des Schaufelblatts im Wesentlichen jeweils C-förmig mit einem saugseitigen Kanalarm, einem druckseitigen Kanalarm und einem die beiden Kanalarme verbindenden Verbindungsarm ausgestaltet und derart zueinander angeordnet sind, dass sie den Verdrängungskörper nahezu vollständig umgeben. Hierdurch kann eine als Multiwall ausgestaltete Turbinenschaufel bereitgestellt werden. Durch die Ausgestaltung als Multiwall ist es einerseits möglich, ein Schaufelblatt zu erzeugen, das auch bei geringem mittelverbrauch eine relativ geringe Krümmung an der Vorderkante aufweist. Diese geringe Krümmung ist der Drallerzeugung in der ersten Kühlmittelpassage natürlich stark förderlich. Andererseits können durch aufgrund der Multiwall-Ausgestaltung die Kühlabschnitte vergleichsweise geringe Durchströmungsquerschnitte erhalten. Im Betrieb strömt sodann der zweite Kühlmittelstrom durch die Kanalabschnitte bzw. durch die Serpentinen-Kühlmittelpassage mit hinreichend großer Geschwindigkeit und somit unter Ausbildung eines hinreichend hohen Wärmeübergangs. Dies insbesondere verringert die Menge an erforderlichem Kühlmittel für eine effiziente Kühlung des Mittelbereichs des Schaufelblatts zwischen Vorderkante und Hinterkantenbereich. Mit Hilfe dieser Maßnahme kann der Verbrauch um etwa weitere 40% gesenkt werden, wodurch dann die thermische Effizienz der Turbinenschaufel vergleichsweise nah an das theoretische Maximum geführt werden kann.Particularly preferred and advantageous is the development of the embodiment described above, in which the two channel sections by means of a displacement body and by means of the two side walls in a cross-sectional view of the blade are each essentially C-shaped with a suction-side channel arm, a pressure-side channel arm and one connecting the two channel arms Connecting arms are designed and arranged to one another in such a way that they almost completely surround the displacement body. In this way, a turbine blade configured as a multiwall can be provided. On the one hand, it is designed as a multiwall possible to produce an airfoil that has a relatively small curvature at the leading edge even with low consumption of resources. This slight curvature is of course very beneficial to the generation of swirl in the first coolant passage. On the other hand, due to the multiwall design, the cooling sections can have comparatively small flow cross-sections. During operation, the second coolant stream then flows through the channel sections or through the serpentine coolant passage at a sufficiently high speed and thus with the formation of a sufficiently high heat transfer. This in particular reduces the amount of coolant required for efficient cooling of the central area of the airfoil between the leading edge and trailing edge area. With the help of this measure, the consumption can be reduced by about a further 40%, whereby the thermal efficiency of the turbine blade can then be brought comparatively close to the theoretical maximum.

Dabei erweist es sich als zweckmäßig, wenn der Verdrängungskörper in einer Querschnittsbetrachtung einen Hohlraum umgreift und über Stege an den beiden Seitenwänden abgestützt ist.It proves to be expedient if the displacement body, viewed in cross section, encompasses a cavity and is supported on the two side walls via webs.

Nach einer vorteilhaften Weiterbildung kann bei einer Turbinenlaufschaufel zur Kompensation von im Betrieb auf das zweite Kühlmittel auftretenden Corioliskräften zumindest einer, vorzugsweise bei beiden, die Druckseitenwand mit der Saugseitenwand verbindenden Stützrippen, welche sich vom fußseitigen Ende zur Schaufelspitze hin erstrecken auf der Stützrippe bzw. an den die Verbindungsarme begrenzenden Innenflächen des Verdrängungskörpers Elemente, vorzugsweise Turbulatoren, vorgesehen sein. Dadurch kann eine Querströmung von Kühlmittel aus dem saugseitigen Kanalarm durch den Verbindungsarm in den druckseitigen Kanalarm reduziert werden.According to an advantageous development, at least one, preferably both, support ribs connecting the pressure side wall to the suction side wall, which extend from the base end to the blade tip, can be used on the support rib or on the turbine rotor blade to compensate for Coriolis forces occurring on the second coolant during operation the connecting arms delimiting inner surfaces of the displacement body elements, preferably turbulators, may be provided. This can cause a cross flow of coolant can be reduced from the suction-side channel arm through the connecting arm to the pressure-side channel arm.

Gemäß einer weiteren bevorzugten Ausführungsform ist der Hohlraum nicht von Kühlmittel durchströmbar, da er keine Austrittsöffnung für Kühlmittel aufweist. Dies verhindert eine ungewollte Störung der zweiten Kühlmittelströmung, ermöglicht aber die Verwendung einer besonders einfachen Gießvorrichtung, bei der die verwendeten Gusskerne besonders einfach und stabil an weiteren Komponenten der Gießvorrichtung befestigbar sind. Dementsprechend ist die erfindungsgemäße Turbinenschaufel vorzugsweise gegossen, wobei eine nach dem Gießen der Turbinenschaufel im Schaufelfuß vorhandene Öffnung, die mit dem Hohlraum in direkter, d.h. unmittelbarer Verbindung steht, von einer separat hergestellten Abdeckplatte verschlossen ist. Analoges gilt für eine nach dem Gießen der Turbinenschaufel im Schaufelfuß vorhandene Öffnung, die mit der ersten Hinterkanten-Kühlmittelpassage in direkter, d.h. unmittelbarer Verbindung steht. Bevorzugtermaßen ist auch eine solche verschlossen, indem eine separat hergestellte Abdeckplatte die betreffende Öffnung vollständig überdeckend am Schaufelfuß befestigt ist.According to a further preferred embodiment, coolant cannot flow through the cavity since it has no outlet opening for coolant. This prevents an undesired disruption of the second coolant flow, but enables the use of a particularly simple casting device in which the casting cores used can be attached to other components of the casting device in a particularly simple and stable manner. Accordingly, the turbine blade according to the invention is preferably cast, with an opening which is present in the blade root after the casting of the turbine blade and which is in direct, i.e. immediate connection with the cavity, being closed by a separately produced cover plate. The same applies to an opening which is present in the blade root after the turbine blade has been cast and which is in direct, i.e. immediate connection, with the first trailing edge coolant passage. Such is preferably also closed in that a separately produced cover plate is fastened to the blade root so that it completely covers the relevant opening.

Zweckmäßigerweise sind für jeden Kühlpfad ein oder mehrere Einlässe vorgesehen, die mit der ersten Kühlmittelpassage bzw. der Versorgungspassage oder mit der Serpentinen-Kühlmittelpassage bzw. einem ihrer Kanalabschnitte unmittelbar strömungstechnisch verbunden sind.Expediently, one or more inlets are provided for each cooling path, which are directly fluidically connected to the first coolant passage or the supply passage or to the serpentine coolant passage or one of its channel sections.

Bevorzugtermaßen weist die Turbinenschaufel ein Aspektverhältnis von einer Hinterkanten-Spannweite bezogen auf eine am fußseitigen Ende zu erfassenden Sehnenlänge auf, welches 3,0 oder kleiner ist, da sich herausgestellt hat, dass die vorgeschlagene Aufteilung des zu Verfügung stehenden Kühlmittels in zwei vorzugsweise voneinander getrennte Kühlmittelströme und die gleichzeitig vorgeschlagene Aufteilung der Kühlung des Hinterkantenbereichs insbesondere für derartige Turbinenschaufeln eine beträchtliche Einsparung der Menge an Kühlmittel ermöglicht.The turbine blade preferably has an aspect ratio of a trailing edge span based on a chord length to be detected at the root end, which is 3.0 or less, since it has been found that the proposed distribution of the available coolant in two coolant flows, which are preferably separate from one another, and the simultaneously proposed division of the cooling of the trailing edge region, in particular for turbine blades of this type, enables a considerable saving in the amount of coolant.

Grundsätzlich ist die Verwendung der voran beschriebenen Turbinenschaufel sowohl als an einem Rotor angebrachter Laufschaufel oder als an einem statischen Träger angebrachter Leitschaufel möglich.In principle, the turbine blade described above can be used both as a rotor blade attached to a rotor or as a guide blade attached to a static carrier.

In überraschender Weise lässt sich die voran beschriebene Turbinenschaufel auch in einer ersten oder zweite Turbinenstufe einer stationären Gasturbine verwenden, die bei ISO-Nennbetrieb eine Turbineneintrittstemperatur von mindestens 1300°C und/oder ein bei ISO-Nennbetrieb auftretendes Verdichtungsverhältnis von 19:1 oder größer aufweist. Im Sinne dieser Anmeldung fallen so genannte Aero-Derivate nicht unter die Definition von stationären Gasturbinen. Mithin ist die Erfindung nicht nur für solche stationären Gasturbinen geeignet, deren Heißgas-Temperaturen am Turbineneintritt nach heutigen Maßstäben als vergleichsweise gering angesehen werden.Surprisingly, the turbine blade described above can also be used in a first or second turbine stage of a stationary gas turbine that has a turbine inlet temperature of at least 1300 ° C. in ISO nominal operation and / or a compression ratio of 19: 1 or greater in ISO nominal operation . For the purposes of this application, so-called aero derivatives do not fall under the definition of stationary gas turbines. The invention is therefore not only suitable for those stationary gas turbines whose hot gas temperatures at the turbine inlet are considered to be comparatively low by today's standards.

Die bisherige Beschreibung vorteilhafter Ausgestaltungen der Erfindung enthält zahlreiche Merkmale, die in den einzelnen Unteransprüchen teilweise zu einer Einheit zusammengefasst wiedergegeben sind. Diese Merkmale können jedoch zweckmäßigerweise auch einzeln betrachtet und zu weiteren Kombinationen zusammengefasst werden. Insbesondere sind diese Merkmale jeweils einzeln und in beliebiger geeigneter Kombination mit dem erfindungsgemäßen Verfahren und der erfindungsgemäßen Vorrichtung kombinierbar. So sind etwa auch Verfahrensmerkmale, gegenständlich formuliert, auch als Eigenschaft der entsprechenden Vorrichtungseinheit zu sehen und umgekehrt.The previous description of advantageous refinements of the invention contains numerous features, some of which are summarized in the individual subclaims to form a unit. However, these features can expediently also be viewed individually and combined to form further combinations. In particular, these features can each be combined individually and in any suitable combination with the method according to the invention and the device according to the invention. For example, procedural features, formulated objectively, are also to be seen as a property of the corresponding device unit and vice versa.

Auch wenn in der Beschreibung bzw. in den Patentansprüchen einige Begriffe jeweils im Singular oder in Verbindung mit einem Zahlwort verwendet werden, soll der Umfang der Erfindung für diese Begriffe nicht auf den Singular oder das jeweilige Zahlwort eingeschränkt sein. Ferner sind die Wörter "ein" bzw. "eine" nicht als Zahlwörter, sondern als unbestimmte Artikel zu verstehen. Ebenso dienen die Zählwörter "erster", "zweiter", "dritter", etc. lediglich zur Unterscheidung von Merkmalen, die grundsätzlich ähnlicher Natur sind.Even if some terms are used in the singular or in connection with a numerical word in the description or in the patent claims, the scope of the invention for these terms should not be restricted to the singular or the respective numerical word. Furthermore, the words "a" or "an" are not to be understood as numerals, but as indefinite articles. Likewise, the counting words “first”, “second”, “third”, etc. only serve to distinguish between features that are basically of a similar nature.

Die oben beschriebenen Eigenschaften, Merkmale und Vorteile der Erfindung sowie die Art und Weise, wie diese erreicht werden, werden verständlich im Zusammenhang mit der folgenden Beschreibung der Ausführungsbeispiele anhand der nachfolgenden Figuren näher erläutert.The above-described properties, features and advantages of the invention and the way in which they are achieved are explained in more detail in connection with the following description of the exemplary embodiments with reference to the following figures.

Es zeigen:

Figur 1
eine Seitenansicht auf eine Turbinenlaufschau-fel gemäß eines ersten Ausführungsbeispiels,
Figur 2
das Kühlschemata der Turbinenlaufschaufel ge-mäß Figur 1,
Figur 3
den Längsschnitt durch die Turbinenlaufschau-fel gemäß des ersten Ausführungsbeispiels,
Figur 4
einen Querschnitt durch die Turbinenlaufschau-fel gemäß Figur 3 entlang der Schnittlinie A-A,
Figuren 5 - 7
Längsschnitte durch die Turbinenlaufschaufel gemäß Figur 3 entlang der Schnittlinien B-B, C-C bzw. D-D,
Figur 8
einen Querschnitt durch die Turbinenlaufschaufel gemäß Figur 1 entlang der Schnittlinie E-E und
Figur 9
in schematischer Darstellung eine stationäre Gasturbine.
Show it:
Figure 1
a side view of a turbine blade according to a first embodiment,
Figure 2
the cooling scheme of the turbine blade according to Figure 1 ,
Figure 3
the longitudinal section through the turbine blade according to the first embodiment,
Figure 4
a cross section through the turbine blade according to Figure 3 along the section line AA,
Figures 5 - 7
Longitudinal sections through the turbine blade according to Figure 3 along the cutting lines BB, CC or DD,
Figure 8
a cross section through the turbine blade according to Figure 1 along the section line EE and
Figure 9
a schematic representation of a stationary gas turbine.

In den Figuren weisen alle technischen Merkmale, welche mit gleichen Bezugszeichen versehen sind, gleiche technische Wirkung auf.In the figures, all technical features which are provided with the same reference symbols have the same technical effect.

Nachfolgend wird die Erfindung anhand einer Turbinenschaufel 10 erläutert, welche als Turbinenlaufschaufel ausgestaltet ist. Gleichwohl kann es sich bei der Erfindung auch um eine Turbinenleitschaufel handeln.The invention is explained below with reference to a turbine blade 10 which is designed as a turbine rotor blade. Nevertheless, the invention can also be a turbine guide vane.

Als ein erstes Ausführungsbeispiel der Erfindung zeigt Figur 1 eine Turbinenschaufel 10 in einer Seitenansicht. Die vorzugsweise in einem Feinguss-Verfahren hergestellte Turbinenschaufel 10 umfasst einen nur im Ansatz dargestellten Schaufelfuß 12. Der Schaufelfuß 12 kann in bekannter Art und Weise in einer Schwalbenschwanzform oder einer Tannenbaumform ausgestaltet sein. Daran schließt sich eine Plattform 13 an, von der aus sich in Spannweitenrichtung R ein Schaufelblatt 18 sich von einem fußseitigen Ende 20 zu einer Schaufelspitze 22 erstreckt. Wenn die Turbinenlaufschaufel 10 in einer axial durchströmten Gasturbine eingebaut ist, fallen die Spannweitenrichtung und die Radialrichtung der Gasturbine zusammen. In einer quer zur Spannweitenrichtung R orientierten Sehnenrichtung S erstreckt sich das Schaufelblatt 18 von einer Vorderkante 24 zu einer Hinterkante 26. In der Hinterkante 26 sind Austrittslöcher 46, 56 entlang der Spannweitenrichtung verteilt. Ein Aspektverhältnis HSP/SL von einer Hinterkanten-Spannweite HSP bezogen auf eine am fußseitigen Ende zu erfassenden Sehnenlänge SL beträgt gemäß diesem Ausführungsbeispiel 1,9 und liegt bevorzugtermaßen im Bereich zwischen 1,5 und 3.As shows a first embodiment of the invention Figure 1 a turbine blade 10 in a side view. The turbine blade 10, which is preferably produced in an investment casting process, comprises a blade root 12, which is only shown in the approach. The blade root 12 can be designed in a known manner in a dovetail shape or a Christmas tree shape. This is followed by a platform 13, from which a blade 18 extends in the spanwise direction R from a foot-side end 20 to a blade tip 22. If the turbine rotor blade 10 is installed in a gas turbine through which there is an axial flow, the span direction and the radial direction of the gas turbine coincide. In a chord direction S oriented transversely to the span direction R, the blade 18 extends from a leading edge 24 to a trailing edge 26. In the trailing edge 26, exit holes 46, 56 are distributed along the span direction. According to this exemplary embodiment, an aspect ratio HSP / SL of a trailing edge span HSP based on a chord length SL to be detected at the foot end is 1.9 and is preferably in the range between 1.5 and 3.

An einer seitlichen Fläche der Plattform 13 münden ebenfalls Austrittsöffnungen 28. Die Austrittslöcher 46, 56 sowie die Austrittsöffnungen 28 sind in Strömungsverbindung mit einem inneren Kühlsystem der Turbinenlaufschaufel 10.Outlet openings 28 likewise open out on a lateral surface of the platform 13. The outlet holes 46, 56 and the outlet openings 28 are in flow connection with an inner cooling system of the turbine rotor blade 10.

Das Kühlsystem der Turbinenlaufschaufel 10 und insbesondere des Schaufelblatts 18 ist in der Figur 2 als Kühlschemata schematisch dargestellt. Der Turbinenlaufschaufel 10 sind ein erster Kühlmittelstrom M1 und ein zweiter Kühlmittelstrom M2 getrennt zu führbar. Der erste Kühlmittelstrom M1 durchströmt einen ersten Kühlpfad 30, welcher sich aus mehreren Kühlmittelpassagen 31, 32, 33, 34, 36a, 36b, 38, 40, 44 zusammensetzt. Stromab eines in der Figur 2 nicht dargestellten Einlasses für den Kühlmittelstrom M1 folgt eine Versorgungspassage 31, die über eine Vielzahl von Durchtrittsöffnungen 33 mit einer ersten Kühlmittelpassage 32 in Strömungsverbindung steht. Die erste Kühlmittelpassage 32 dient zur Zyklonkühlung der Vorderkante 24 des Schaufelblatts 18 sowie des sich daran unmittelbar anschließenden Vorderkantenbereichs 39. Im Bereich der Schaufelspitze 22 geht die erste Kühlmittelpassage 32 in eine zweite Kühlmittelpassage 34 über, welche zur Kühlung der Schaufelspitze 22 sich von der Vorderkante 24 über eine vergleichsweise große Sehnenlänge der Schaufelspitze 22 sich in Richtung Hinterkante 26 erstreckt. In der Schaufelspitze können dritte Austrittslöcher 67 zur Kühlung von später erläuterten Anstreifkanten angeordnet sein. Weiter umfasst die zweite Kühlmittelpassage 34 zwei erst in der zweiten Hälfte der zweiten Kühlmittelpassage 34 beginnende Kühlkanalarme 36a, 36, die ebenso wie das stromabseitige Ende der zweiten Kühlmittelpassage 34 mit einer dritten Kühlmittelpassage 38 verbunden sind. Letztere ist über einen Umkehrabschnitt 40 mit einer zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage 44 strömungstechnisch verbunden. Der den ersten Kühlpfad 30 durchströmende Kühlmittelstrom M1 kann dann über eine Vielzahl von zweiten Austrittslöchern 46 die Turbinenlaufschaufel 10 an ihrer Hinterkante 26 verlassen. Parallel dazu ist der zweite Kühlpfad 50 angeordnet, welcher stromab eines in Figur 2 nicht weiter dargestellten Einlasses eine Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 aufweist. Die Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 umfasst zur Kühlung eines Mittelbereichs 48 (Figur 1) gemäß diesen Ausführungsbeispiel zwei sich in Spannweitenrichtung erstreckende Kanalabschnitte 55a, 55b, die über einen dazwischen angeordneten Umkehrabschnitt 57a miteinander verbunden sind. Am stromab gelegenen Ende des zweiten Kanalabschnitts 55b schließt sich ein zweiter Umkehrabschnitt 57b an, welcher den zweiten Kanalabschnitt 55b mit einer ersten Hinterkanten-Kühlmittelpassage 54 strömungstechnisch verbindet. Der den zweiten Kühlpfad 50 durchströmende Kühlmittelstrom M2 kann dann den über eine Vielzahl von ersten Austrittslöchern 46 die Turbinenlaufschaufel 10 an ihrer Hinterkante 26 verlassen. Beide Hinterkanten-Kühlmittelpassagen 44, 54 dienen zur Kühlung eines Hinterkantenbereichs 59 (Figur 1) .The cooling system of the turbine blade 10 and in particular of the airfoil 18 is shown in FIG Figure 2 shown schematically as cooling schemes. A first coolant flow M1 and a second coolant flow M2 can be fed separately to the turbine rotor blade 10. The first coolant flow M1 flows through a first cooling path 30, which is composed of a plurality of coolant passages 31, 32, 33, 34, 36a, 36b, 38, 40, 44. Downstream one in the Figure 2 An inlet (not shown) for the coolant flow M1 is followed by a supply passage 31 which is in flow connection with a first coolant passage 32 via a multiplicity of passage openings 33. The first coolant passage 32 is used for cyclone cooling of the leading edge 24 of the airfoil 18 and the immediately adjoining leading edge area 39. In the area of the blade tip 22, the first coolant passage 32 merges into a second coolant passage 34, which extends from the leading edge 24 to cool the blade tip 22 The blade tip 22 extends over a comparatively large chord length in the direction of the rear edge 26. Third outlet holes 67 for cooling rubbing edges explained later can be arranged in the blade tip. The second coolant passage 34 further comprises two cooling channel arms 36a, 36 which only begin in the second half of the second coolant passage 34 and which, like the downstream end of the second coolant passage 34, are connected to a third coolant passage 38. The latter is via a reversal section 40 fluidically connected to a second trailing edge coolant passage 44. The coolant flow M1 flowing through the first cooling path 30 can then leave the turbine rotor blade 10 at its trailing edge 26 via a multiplicity of second outlet holes 46. In parallel, the second cooling path 50 is arranged, which is downstream of an in Figure 2 has a serpentine coolant passage 52 inlet, not shown further. The serpentine coolant passage 52 includes a central region 48 ( Figure 1 ) According to this exemplary embodiment, two channel sections 55a, 55b which extend in the spanwise direction and which are connected to one another via a reversing section 57a arranged between them. At the downstream end of the second channel section 55b, there is a second reversal section 57b, which fluidically connects the second channel section 55b to a first trailing edge coolant passage 54. The coolant flow M2 flowing through the second cooling path 50 can then leave the turbine rotor blade 10 at its rear edge 26 via a multiplicity of first outlet holes 46. Both trailing edge coolant passages 44, 54 serve to cool a trailing edge area 59 ( Figure 1 ).

Figur 3 zeigt als Längsschnitt eine innere Struktur der Turbinenlaufschaufel 10 gemäß Figur 1, welche zu dem Kühlschemata nach Figur 2 korrespondierend ausgestaltet ist. Hierzu umfasst die Turbinenlaufschaufel 10 eine Reihe von unterschiedlich angeordneten Wänden und Rippen, die die einzelnen Kühlpfade und Kühlmittelpassagen voneinander trennen. Im Schaufelfuß 12 sind zwei Einlässe 80 für die beiden Kühlmittelströme M1 und M2 bzw. für die beiden Kühlpfade 30, 50 vorgesehen. Zwischen den beiden Einlässen 80 ist eine die beiden Seitenwände 14, 16 miteinander verbindende vorderen Stützrippe 66v angeordnet, die für einen ersten Abschnitt den ersten Kühlpfad 30 vom zweiten Kühlpfad 50 trennt. Eine vorderen Trennrippe 49v trennt zudem die Versorgungspassage 31 von der ersten Kühlmittelpassage 32, wobei in der vorderen Trennrippe 49v eine Vielzahl von Durchtrittsöffnungen 33 (Detail zu Figur 4) angeordnet sind. In Figur 3 sind von diesen jedoch lediglich die Mündungen der Durchtrittsöffnungen dargestellt. Wie aus Figur 3 hervorgeht, ist im plattformnahen Bereich eine größere Dichte von Durchtrittsöffnungen 33 vorgesehen als im spitzennahen Bereich. Die Lage und die Orientierung der Durchtrittsöffnungen 33 in der vorderen Trennrippe 49v ist so gewählt, dass in der ersten Kühlmittelpassage 32 eine vergleichsweise stark verdrallte Kühlmittelströmung entstehen kann. Unter einer verdrallten Kühlmittelströmung ist eine solche zu verstehen, die zyklonartig bzw. analog zu einer Schraubenlinie bzw. einer Helix sich vom fußseitigen Ende 20 zur Schaufelspitze 22 ausbilden kann. Mithin sind sie in der vorderen Trennrippe 49v außermittig und insbesondere mit den Innenwänden der Saugseitenwand 16 (oder Druckseitenwand) fluchtend angeordnet, ggf. sogar unter einer Neigung zur Schaufelspitze 22 hin um die Abschwächung des Dralls beim Durchströmen der ersten Kühlmittelpassages 32 zumindest teilweise zu kompensieren. Figure 3 shows, as a longitudinal section, an inner structure of the turbine rotor blade 10 according to FIG Figure 1 , which according to the cooling scheme Figure 2 is designed accordingly. For this purpose, the turbine rotor blade 10 comprises a number of differently arranged walls and ribs which separate the individual cooling paths and coolant passages from one another. Two inlets 80 for the two coolant flows M1 and M2 or for the two cooling paths 30, 50 are provided in the blade root 12. Between the two inlets 80 there is a front support rib 66v which connects the two side walls 14, 16 to one another and which, for a first section, forms the first Separates cooling path 30 from second cooling path 50. A front separating rib 49v also separates the supply passage 31 from the first coolant passage 32, a plurality of passage openings 33 (detail to FIG. 4) being arranged in the front separating rib 49v. In Figure 3 of these, however, only the mouths of the passage openings are shown. How out Figure 3 As can be seen, a greater density of passage openings 33 is provided in the area close to the platform than in the area close to the tip. The position and the orientation of the passage openings 33 in the front separating rib 49v is selected such that a comparatively strongly twisted coolant flow can arise in the first coolant passage 32. A swirled coolant flow is to be understood as one which can form cyclone-like or analogous to a helical line or a helix from the foot-side end 20 to the blade tip 22. They are therefore arranged eccentrically in the front separating rib 49v and in particular aligned with the inner walls of the suction side wall 16 (or pressure side wall), possibly even at an incline towards the blade tip 22 in order to at least partially compensate for the weakening of the swirl when flowing through the first coolant passage 32.

Am äußeren Ende der ersten Kühlmittelpassage 32 schließt sich die zweite Kühlmittelpassage 34 zur Kühlung eines Bodens 37 der Schaufelspitze 22 an, wobei die zweite Kühlmittelpassage 34 durch eine Trennwand 60 von der Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 getrennt ist. Am hinterkantennahen Ende der zweiten Kühlmittelpassage 34 schließt sich die dritte Kühlmittelpassage 38 an, welche sich von der Schaufelspitze 22 in Richtung des fußseitigen Endes 22 erstreckt, jedoch etwa nur bis zur halben Höhe des Schaufelblatts 18, wobei die Höhe des Schaufelblatts 18 an der Hinterkante 26 zu erfassen ist. Daran schließt sich ein weiterer Umkehrabschnitt 40 an, mittels dem der erste Kühlmittelstrom M1 der zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage 44 zugeführt werden kann. Die dritte Kühlmittelpassage 38 ist durch eine entsprechend ausgestaltete hinteren Trennrippe 49h von der zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage 54 größtenteils getrennt.At the outer end of the first coolant passage 32, the second coolant passage 34 connects to cool a bottom 37 of the blade tip 22, the second coolant passage 34 being separated from the serpentine coolant passage 52 by a partition 60. At the end of the second coolant passage 34 close to the trailing edge, the third coolant passage 38 connects, which extends from the blade tip 22 in the direction of the root end 22, but only up to approximately half the height of the blade 18, the height of the blade 18 at the trailing edge 26 is to be recorded. This is followed by a further reversal section 40, by means of which the first coolant flow M1 can be supplied to the second trailing edge coolant passage 44. The third coolant passage 38 is largely separated from the second rear edge coolant passage 54 by a correspondingly configured rear partition rib 49h.

In der zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage 44 sind vom Kühlmittel M1 umströmbare Sockel 53 in mehreren Reihen hintereinander angeordnet. Im gezeigten Ausführungsbeispiel sind die Sockel eher Rennbahn-förmig ausgestaltet mit vergleichsweise engen Durchtrittspassagen, um einen möglichst hohen Druckverlust herbeizuführen. Der erste Kühlpfad 30 endet in in der Hinterkante 26 vorgesehenen zweiten Austrittslöchern 46, durch welche zumindest ein Großteil des durch den zugehörigen Einlass 80 zugeführten Kühlmittelstroms M1 aus der Turbinenlaufschaufel 10 entlassen werden kann.In the second trailing edge coolant passage 44, pedestals 53 around which the coolant M1 can flow are arranged in a plurality of rows one behind the other. In the exemplary embodiment shown, the bases are designed more like a race track with comparatively narrow passages in order to bring about the highest possible pressure loss. The first cooling path 30 ends in second outlet holes 46 provided in the rear edge 26, through which at least a large part of the coolant flow M1 supplied through the associated inlet 80 can be released from the turbine rotor blade 10.

Der zweite Kühlpfad 50 zur Führung des zweiten Kühlmittelstroms M2 und umfasst im Wesentlichen die Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 sowie die erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage 44. Ersteres lässt sich in vier aufeinanderfolgende Abschnitte unterteilen, von denen der erste als erster Kanalabschnitt 55a bezeichnet ist. Daran anschließend folgt aufeinander ein erster Umkehrabschnitt 57a, ein zweiter Kanalabschnitt 55b sowie ein zweiter Umkehrabschnitt 57b. Letzter verbindet die Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 mit der zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage 54, welche analog zur ersten Hinterkanten-Kühlmittelpassage 44 mit in mehreren Reihen angeordneten, Rennbahn-förmigen Sockeln 53 ausgestaltet ist.The second cooling path 50 for guiding the second coolant flow M2 and essentially comprises the serpentine coolant passage 52 and the first trailing edge coolant passage 44. The former can be divided into four successive sections, the first of which is referred to as the first channel section 55a. This is followed by a first reversal section 57a, a second channel section 55b and a second reversal section 57b. The latter connects the serpentine coolant passage 52 with the second trailing edge coolant passage 54, which is designed analogously to the first trailing edge coolant passage 44 with racetrack-shaped sockets 53 arranged in several rows.

Die beiden Kanalabschnitte 55a, 55b der Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 erstrecken sich entlang der Spannweitenrichtung R über einen Großteil des Schaufelblatts 18. Der erste Kanalabschnitt 55a als auch der zweite Kanalabschnitt 55b sind, wie in Figur 4 zusätzlich dargestellt, im Wesentlichen U-förmig mit jeweils einem saugseitig angeordneten Kanalarm 55as, 55bs, einem druckseitigen angeordneten Kanalarm 55ad, 55bd sowie einem die betreffenden Kanalarme verbindenden Verbindungsarm 55av, 55bv. Demzufolge ist der erste Kanalabschnitt 55a von der druckseitigen Seitenwand 14, von der vorderen Stützrippe 66v, von der saugseitigen Seitenwand 16 sowie einem im Inneren angeordneten Verdrängungskörper 70 - im Querschnitt gemäß Figur 4 - umgeben. Der zweite Kanalabschnitt 55b ist von der druckseitigen Seitenwand 14, von einer hinteren Stützrippe 66h, von der saugseitigen Seitenwand 16 sowie dem im Inneren angeordneten Verdrängungskörper 70 umgeben. Der Verdrängungskörper 70 umgreift selber einen Hohlraum 72 und ist über Stege 71 an der druckseitigen Seitenwand 14 bzw. der saugseitigen Seitenwand 16 abgestützt. Die Stege 71 erstrecken sich annähernd über die gesamte Höhe des Schaufelblatts 18 und dienen einerseits zur monolithischen Befestigung des Verdrängungskörpers 70 in der Turbinenlaufschaufel 10 und andererseits zur Trennung der beiden Kanalabschnitte 55, 57. Bezugnehmend auf Figur 2 ist erkennbar, dass der Verdrängungskörper 72 an seinem radial äußeren Ende hinterkantenseitig gestutzt ist. Diese Maßnahme verbessert die mechanische Integrität der Turbinenlaufschaufel 10 und insbesondere deren Schwingungsfestigkeit.The two channel sections 55a, 55b of the serpentine coolant passage 52 extend along the span direction R over a large part of the airfoil 18 first channel section 55a and second channel section 55b are, as in FIG Figure 4 additionally shown, essentially U-shaped, each with a channel arm 55as, 55bs arranged on the suction side, a channel arm 55ad, 55bd arranged on the pressure side and a connecting arm 55av, 55bv connecting the respective channel arms. Accordingly, the first channel section 55a of the pressure-side side wall 14, of the front support rib 66v, of the suction-side side wall 16 and a displacement body 70 arranged in the interior is shown in cross section according to Figure 4 - surround. The second channel section 55b is surrounded by the pressure-side side wall 14, by a rear support rib 66h, by the suction-side side wall 16 and the displacement body 70 arranged in the interior. The displacement body 70 itself engages around a cavity 72 and is supported via webs 71 on the pressure-side side wall 14 or the suction-side side wall 16. The webs 71 extend approximately over the entire height of the blade 18 and serve on the one hand for monolithic fastening of the displacement body 70 in the turbine rotor blade 10 and on the other hand to separate the two channel sections 55, 57 Figure 2 it can be seen that the displacement body 72 is trimmed at its radially outer end on the rear edge side. This measure improves the mechanical integrity of the turbine rotor blade 10 and, in particular, its vibration resistance.

Die beiden Hinterkanten-Kühlmittelpassagen 44, 54 sind von einer sich hauptsächlich in Sehnenrichtung S erstreckenden Trennrippe 64 sind zumindest größtenteils, wenn nicht gar vollständig voneinander getrennt. Gemäß dem Ausführungsbeispiel endet die Trennrippe 64 auf einer Höhe von 55% einer normierten Schaufelblatthöhe der Hinterkante 24. Vorzugsweise ist die Trennrippe 64 auf einer Höhe zwischen 45% und 75% der normierten Höhe angeordnet.The two trailing edge coolant passages 44, 54 are separated from one another by a separating rib 64 that extends mainly in the chordal direction S, at least for the most part, if not completely. According to the exemplary embodiment, the separating rib 64 ends at a height of 55% of a standardized blade height of the trailing edge 24. The separating rib 64 is preferably arranged at a height between 45% and 75% of the standardized height.

Die Figuren 5 bis 7 zeigen Schnitte durch die Spitze der Turbinenlaufschaufel 10 gemäß der drei Schnittlinien B-B, C-C und D-D aus Figur 3. An dem äußeren Ende der Schaufelspitze 72 sind sowohl saugseitig als auch druckseitig Anstreifkanten 78 vorgesehen. Zudem ist es ersichtlich, dass der Verdrängungskörper 70 an seinem radial äußeren Ende nicht verschlossen, sondern zum ersten Umkehrabschnitt 57a hin geöffnet ist. Insofern wäre zwar ein Einströmen des zweiten Kühlmittelstroms M2 möglich. Da jedoch eine für das Erstellen des Hohlraums 72 bzw. des Verdrängungskörpers 70 erforderliche Öffnung 74a am Schaufelfuß 12 durch eine dort nach dem Gießen angebrachte Abdeckplatte 76a (Figur 1) verschlossen ist, mangelt es dem Hohlraum 72 an Austrittsöffnungen. Demzufolge ist er nicht durchströmbar, sondern als Totwasser-Raum ausgestaltet. Folglich bietet es sich an, dessen Innengestalt ggf. zu schon noch in der Entwurfsphase mittels dem Vorsehen von weiteren Strukturen wie Rippen, Streben oder dergleichen zu variieren, wenn falls eine Modalanpassung erforderlich ist. Der besondere Vorteil würde darin liegen, dass allein die Eigenfrequenz der Turbinenschaufel angepasst werden würde, ohne sonstige Eigenschaften wie Aerodynamik oder Wärmeaustausch zu beeinflussen.The Figures 5 to 7 show sections through the tip of the turbine rotor blade 10 according to the three section lines BB, CC and DD Figure 3 . At the outer end of the blade tip 72, rubbing edges 78 are provided both on the suction side and on the pressure side. In addition, it can be seen that the displacement body 70 is not closed at its radially outer end, but rather is open towards the first reversing section 57a. In this respect, it would be possible for the second coolant flow M2 to flow in. However, since an opening 74a on the blade root 12, which is required for creating the cavity 72 or the displacement body 70, is replaced by a cover plate 76a attached there after casting ( Figure 1 ) is closed, the cavity 72 lacks outlet openings. As a result, it cannot flow through, but is designed as a dead water space. Consequently, it is advisable to vary its internal shape, if necessary, even in the design phase by providing additional structures such as ribs, struts or the like, if a modal adjustment is required. The particular advantage would be that only the natural frequency of the turbine blade would be adapted without influencing other properties such as aerodynamics or heat exchange.

Weiter zeigen die Figuren 5 bis 7, wie die Trennwand 60 mit zunehmender Annäherung zur Hinterkante 24 einen spitz zulaufenden Verdrängungskeil 62 ausbildet, der in Verbindung mit den Innenflächen der beiden Seitenwänden 14, 16 die beiden Kühlkanalarme 36a und 36b jeweils seitlich begrenzen. Mithilfe des spitz zulaufenden Verdrängungskeil 62 lässt sich die Stutzung des Verdrängungskörpers 70 kompensieren, sodass weiterhin eine seitenwandnahe Führung des Kühlmittelstroms M2 im gestutzten Bereich und somit eine hinreichende Kühlung dessen effizient möglich ist. Ist die Stutzung des Verdrängungskörpers nicht zwingend notwendig, kann die Größe des Verdrängungskeils reduziert werden. Ggf. kann sogar ganz darauf verzichtet werden.Next show the Figures 5 to 7 how the partition 60 forms a tapering displacement wedge 62 as it approaches the rear edge 24, which in connection with the inner surfaces of the two side walls 14, 16 delimit the two cooling channel arms 36a and 36b laterally. With the aid of the tapering displacement wedge 62, the truncation of the displacement body 70 can be compensated, so that the coolant flow M2 can continue to be guided close to the side wall in the trimmed area and thus an adequate cooling thereof is efficiently possible. Is the truncation of the sinker not absolutely necessary, the size of the displacement wedge can be reduced. If necessary, it can even be dispensed with entirely.

Figur 8 zeigt in einer zur Schaufelspitze 22 - also nach außen - gerichteten Sicht einen Querschnitt auf die stromabwärtige Hälfte der Schaufelspitze 22 gemäß Schnittlinie E-E aus Figur 3. Figure 8 shows in a view directed towards the blade tip 22 - that is to say outward - a cross section of the downstream half of the blade tip 22 according to section line EE Figure 3 .

Gemäß eines nicht weiter gezeigten zweiten Ausführungsbeispiels kann anstelle oder zusätzlich zur Versorgungspassage 31 ein schaufelfußseitiger Kanalabschnitt vorgesehen sein, welcher eine Verlängerung der ersten Kühlmittelpassage 32 bis zur Unterseite des Schaufelfußes 12 darstellen kann. In diesem schaufelfußseitigen Kanalabschnitt können entsprechend geeignete Drallerzeuger, beispielsweise Spiralrippen, vorgesehen sein, die den Kühlmittelstrom M1 bei der Durchströmung des schaufelfußseitigen Kanalabschnitts zyklonartig verdrallen. In diesem Fall wäre die erste Kühlmittelpassage 32 durch die vordere Stützrippe 66v von dem Verbindungskanal 55av getrennt, sodass in der vorderen Stützrippe 66v angeordnete Durchtrittsöffnung 33 eine Wiederauffrischung bzw. Verstärkung des Drallimpulses begünstigen könnten. Insofern kann es gegebenenfalls sogar sinnvoll sein, die beiden Kühlmittelströme M1 und M2 nicht gänzlich voneinander zu trennen, sondern in einem geringen Umfang wechselseitig zu unterstützen.According to a second exemplary embodiment (not shown in detail), instead of or in addition to the supply passage 31, a channel section on the blade root side can be provided, which can represent an extension of the first coolant passage 32 to the underside of the blade root 12. In this channel section on the blade root side, suitable swirl generators, for example spiral ribs, can be provided which twist the coolant flow M1 in a cyclonic manner when it flows through the channel section on the blade root side. In this case, the first coolant passage 32 would be separated from the connecting channel 55av by the front support rib 66v, so that passage opening 33 arranged in the front support rib 66v could promote a refreshment or amplification of the swirl pulse. In this respect, it can possibly even make sense not to completely separate the two coolant flows M1 and M2 from one another, but rather to support them to a small extent.

Figur 9 zeigt lediglich schematisch eine Gasturbine 100 mit einem Verdichter 110, einer Brennkammer 120 sowie einer Turbineneinheit 130. An einem Rotor 140 der Gasturbine ist gemäß diesem Ausführungsbeispiel ein Generator 150 zur Stromerzeugung angekoppelt. Der Verdichter 110 ist derart ausgestaltet, dass er im Betrieb bei ISO-Normbedingungen ein Druckverhältnis von verdichteter Umgebungsluft VL zu angesaugter Umgebungsluft L von 19:1 oder größer erzeugen kann. In der Brennkammer 120 wird dann die verdichtete Luft VL mit einem Brennstoff F gemischt und zu einem Heißgas HG verbrannt. Brennkammer 120 und Turbineneinheit 130 sind derart ausgestaltet, dass das am Ausgang der Brennkammer 120 bzw. am Eintritt der Turbineneinheit 130 strömende Heißgas HG bei ISO-Normbedingungen eine Temperatur von mindestens 1300°C aufweist, wobei die Lauf- und Leitschaufeln der ersten Turbinenstufe oder der zweiten Turbinenstufe in der hier beschriebenen Art und Weise ausgestaltet sind. Das in der Turbineneinheit 130 entspannte Heißgas HG verlässt dieses als Rauchgas RG. Figure 9 shows a gas turbine 100 with a compressor 110, a combustion chamber 120 and a turbine unit 130 only schematically. According to this exemplary embodiment, a generator 150 for generating electricity is coupled to a rotor 140 of the gas turbine. The compressor 110 is designed in such a way that, during operation under ISO standard conditions, it has a pressure ratio of compressed ambient air VL to sucked-in ambient air L of 19: 1 or greater. In the combustion chamber 120, the compressed air VL is then mixed with a fuel F and burned to form a hot gas HG. Combustion chamber 120 and turbine unit 130 are designed in such a way that the hot gas HG flowing at the exit of the combustion chamber 120 or at the inlet of the turbine unit 130 has a temperature of at least 1300 ° C. under ISO standard conditions, the rotor blades and guide vanes of the first turbine stage or the second turbine stage are designed in the manner described here. The hot gas HG expanded in the turbine unit 130 leaves it as flue gas RG.

Insgesamt wird mit der Erfindung eine Turbinenschaufel 10 mit einem Schaufelfuß 12 und einem Schaufelblatt 18 vorgeschlagen, welches sich entlang einer Spannweitenrichtung R von einem fußseitigen Ende 20 zu einer Schaufelspitze 22 und entlang einer zur Spannweitenrichtung R quer angeordneten Sehnenrichtung S von einer Vorderkante 24 zu einer Hinterkante 26 erstreckt, wobei im Inneren des Schaufelblatts 18 ein erster Kühlpfad 30 für einen ersten Kühlmittelstrom M1 und ein zweiter Kühlpfad 50 für einen zweiten Kühlmittelstrom M2 ausgestaltet sind, wobei der erste Kühlpfad 30 eine erste Kühlmittelpassage 32, die zu einer Zyklonkühlung der Vorderkante 24 eingerichtet ist und eine sich an die erste Kühlmittelpassage 32 anschließende zweite Kühlmittelpassage 34, die sich unterhalb der Schaufelspitze 22 von der Vorderkante 24 in Richtung der Hinterkante 26 erstreckt, umfasst, wobei der zweite Kühlpfad 50 eine Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 zur Kühlung eines in Sehnenrichtung hinter dem Vorderkantenbereich 39 angeordneten Mittelbereichs 48 des Schaufelblatts 18 und eine erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage 54 zur zumindest teilweisen Kühlung eines in Sehnenrichtung hinter dem Mittelbereich 48 angeordneten, bis zur Hinterkante reichenden Hinterkantenbereichs 59 des Schaufelblatts 18 umfasst, wobei die erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage 54 mit einer Vielzahl von ersten, in der Hinterkante 26 angeordneten Austrittslöchern 56 strömungstechnisch verbunden ist. Um eine Turbinenschaufel mit einem weiter reduzierten Kühlmittelverbrauch bereitzustellen wird vorgeschlagen, dass die erste Kühlmittelpassage 32 und/oder die Serpentinen-Kühlmittelpassage 52 für eine geschlossene Kühlung eingerichtet ist und der erste Kühlpfad 30 eine sich an die zweite Kühlmittelpassage 34 anschließende dritte Kühlmittelpassage 38, die sich hauptsächlich radial nach innen erstreckt sowie eine, sich an die dritte Kühlmittelpassage 38 anschließende zweite Hinterkanten-Kühlmittelpassage 44 umfasst, welche zur Kühlung einer schaufelspitzenseitigen Region des Hinterkantenbereichs 59 ausgestaltet ist und mit einer Vielzahl von zweiten, in der Hinterkante 26 angeordneten Austrittslöchern 46 strömungstechnisch verbunden ist.Overall, the invention proposes a turbine blade 10 with a blade root 12 and a blade 18, which extends along a span direction R from a root end 20 to a blade tip 22 and along a chord direction S arranged transversely to the span direction R from a leading edge 24 to a trailing edge 26, wherein a first cooling path 30 for a first coolant flow M1 and a second cooling path 50 for a second coolant flow M2 are configured in the interior of the airfoil 18, the first cooling path 30 being a first coolant passage 32 which is configured for cyclone cooling of the leading edge 24 and a second coolant passage 34 adjoining the first coolant passage 32 and extending below the blade tip 22 from the leading edge 24 towards the trailing edge 26, wherein the second cooling path 50 comprises a serpentine coolant passage 52 for cooling a chordwise trailing edge edge area 39 of the airfoil 18 and a first trailing edge coolant passage 54 for at least partial cooling of a central area arranged in the direction of the chord behind the central area 48 and reaching to the trailing edge Comprises trailing edge region 59 of the airfoil 18, wherein the first trailing edge coolant passage 54 is fluidically connected to a plurality of first outlet holes 56 arranged in the trailing edge 26. In order to provide a turbine blade with a further reduced coolant consumption, it is proposed that the first coolant passage 32 and / or the serpentine coolant passage 52 is set up for closed cooling and the first cooling path 30 is a third coolant passage 38 that adjoins the second coolant passage 34 and that is extends mainly radially inward and comprises a second trailing edge coolant passage 44 adjoining the third coolant passage 38, which is designed for cooling a region of the trailing edge region 59 on the blade tip side and is fluidically connected to a plurality of second outlet holes 46 arranged in the trailing edge 26 .

Claims (20)

Turbinenschaufel (10) für eine insbesondere axial durchströmte Gasturbine, insbesondere für eine ihrer Hochdruck-Turbinenstufen,
mit einem Schaufelfuß (12) und einem eine druckseitige Seitenwand (14) und eine saugseitige Seitenwand (16) umfassenden Schaufelblatt (18), welche Seitenwände (14, 16) sich entlang einer Spannweitenrichtung (R) von einem fußseitigen Ende (20) zu einer Schaufelspitze (22) und entlang einer zur Spannweitenrichtung (R) quer angeordneten Sehnenrichtung (S) von einer Vorderkante (24) zu einer Hinterkante (26) erstrecken,
wobei im Inneren des Schaufelblatts (18) ein erster Kühlpfad (30) für einen ersten Kühlmittelstrom (M1) und ein zweiter Kühlpfad (50) für einen zweiten Kühlmittelstrom (M2) ausgestaltet sind,
wobei der erste Kühlpfad (30) - eine erste Kühlmittelpassage (32), die zu einer Zyklonkühlung der Vorderkante (24) eingerichtet ist und - eine sich an die erste Kühlmittelpassage (32) anschließende zweite Kühlmittelpassage (34), die sich unterhalb der Schaufelspitze (22) von der Vorderkante (24) in Richtung der Hinterkante (26) erstreckt,
umfasst,
wobei der zweite Kühlpfad (50) - eine Serpentinen-Kühlmittelpassage (52) zur Kühlung eines in Sehnenrichtung hinter dem Vorderkantenbereich (39) angeordneten Mittelbereichs (48) des Schaufelblatts (18) und - eine erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage (54) zur zumindest teilweisen Kühlung eines in Sehnenrichtung hinter dem Mittelbereich (48) angeordneten, bis zur Hinterkante reichenden Hinterkantenbereichs (59) des Schaufelblatts (18)
umfasst,
wobei die erste Hinterkanten-Kühlmittelpassage (54) mit einer Vielzahl von ersten, in der Hinterkante (26) angeordneten Austrittslöchern (56) strömungstechnisch verbunden ist,
dadurch gekennzeichnet, dass
die erste Kühlmittelpassage (32) und/oder
die Serpentinen-Kühlmittelpassage (52) als geschlossene Kühlung ausgestaltet sind
und der erste Kühlpfad (30) - eine sich an die zweite Kühlmittelpassage (34) anschließende dritte Kühlmittelpassage (38), die sich hauptsächlich radial nach innen erstreckt sowie - eine, sich an die dritte Kühlmittelpassage (38) anschließende zweite Hinterkanten-Kühlmittelpassage (44), welche zur Kühlung einer schaufelspitzenseitigen Region des Hinterkantenbereichs (59) ausgestaltet ist und mit einer Vielzahl von zweiten, in der Hinterkante (26) angeordneten Austrittslöchern (46) strömungstechnisch verbunden ist,
umfasst. Turbine blade (10) for a gas turbine, in particular for a gas turbine with an axial flow, in particular for one of its high-pressure turbine stages,
with a blade root (12) and a pressure-side side wall (14) and a suction-side side wall (16) comprising blade (18), which side walls (14, 16) extend along a span direction (R) from a root end (20) to a The blade tip (22) and along a chord direction (S) arranged transversely to the spanwise direction (R) from a leading edge (24) to a trailing edge (26),
wherein a first cooling path (30) for a first coolant flow (M 1 ) and a second cooling path (50) for a second coolant flow (M 2 ) are configured in the interior of the blade (18),
wherein the first cooling path (30) - A first coolant passage (32) which is set up for cyclone cooling of the leading edge (24) and - A second coolant passage (34) adjoining the first coolant passage (32) and extending below the blade tip (22) from the leading edge (24) in the direction of the trailing edge (26),
includes,
wherein the second cooling path (50) - A serpentine coolant passage (52) for cooling a central region (48) of the airfoil (18) arranged in the direction of the chord behind the leading edge region (39) and - A first trailing edge coolant passage (54) for at least partial cooling of one in the direction of the chord trailing edge area (59) of the airfoil (18) arranged behind the central area (48) and reaching up to the trailing edge
includes,
wherein the first trailing edge coolant passage (54) is fluidically connected to a plurality of first outlet holes (56) arranged in the trailing edge (26),
characterized in that
the first coolant passage (32) and / or
the serpentine coolant passage (52) are designed as closed cooling
and the first cooling path (30) - A third coolant passage (38) which adjoins the second coolant passage (34) and extends mainly radially inwardly as well - A second trailing edge coolant passage (44) following the third coolant passage (38), which is designed to cool a region of the trailing edge region (59) on the blade tip side and has a plurality of second outlet holes (46) arranged in the trailing edge (26) ) is fluidically connected,
includes. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1,
bei der in der Schaufelspitze (22) ein oder mehrere Austrittslöcher (67) für Kühlmittel angeordnet sind, die mit der zweiten Kühlmittelpassage (34) strömungstechnisch verbunden sind.Turbine blade (10) according to claim 1,
in which one or more outlet holes (67) for coolant are arranged in the blade tip (22) and are fluidically connected to the second coolant passage (34). Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 1 oder 2,
bei der der erste Kühlpfad (30) eine Versorgungspassage (31) für die erste Kühlmittelpassage (32) umfasst, die - unmittelbar neben der ersten Kühlmittelpassage (32) angeordnet - sich zumindest über einen Großteil der Spannweite des Schaufelblatts (18) erstreckend - über eine Vielzahl von Durchtrittsöffnungen (33) derart mit der ersten Kühlmittelpassage (32) strömungstechnisch verbunden ist, dass das durch die Durchtrittsöffnungen (33) strömende Kühlmittel dem in der ersten Kühlmittelpassage (32) strömenden Kühlmittel (M1) einen Drall aufprägen kann.Turbine blade (10) according to claim 1 or 2,
wherein the first cooling path (30) comprises a supply passage (31) for the first coolant passage (32) which - Arranged immediately next to the first coolant passage (32) - Extending at least over a large part of the span of the blade (18) - Is fluidically connected to the first coolant passage (32) via a multiplicity of passage openings (33) in such a way that the coolant flowing through the passage openings (33) can impart a swirl to the coolant (M 1) flowing in the first coolant passage (32). Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 3,
bei der eine in Spannweitenrichtung (R) ermittelbare Dichte an Durchtrittsöffnungen (33) am fußseitigen Ende (20) am größten ist, und vorzugsweise zur Schaufelspitze (22) hin schrittweise oder kontinuierlich abnimmt.Turbine blade (10) according to claim 3,
in which a density of passage openings (33) which can be determined in the spanwise direction (R) is greatest at the end (20) on the foot side, and preferably decreases gradually or continuously towards the blade tip (22). Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der in jeder Hinterkanten-Kühlmittelpassage (44, 54) eine Vielzahl von in einem Muster angeordnete Sockeln (53) vorgesehen ist.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
wherein a plurality of sockets (53) arranged in a pattern are provided in each trailing edge coolant passage (44, 54). Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der zwei die zweite Kühlmittelpassage (34) erweiternde, Kühlkanalarme (36a, 36b) vorgesehen sind, die mit zunehmender Erstreckung in Sehnenrichtung sich nach radial innen aufweiten und in der dritten Kühlmittelpassage (38) münden.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
in which two cooling channel arms (36a, 36b) which widen the second coolant passage (34) are provided, which widen radially inward with increasing extension in the direction of the chord and open into the third coolant passage (38). Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 6,
bei der zwischen der zweiten Kühlmittelpassage (34) und der Serpentinen-Kühlmittelpassage (52) eine Trennwand (60) angeordnet ist, die die beiden Seitenwände (14, 16) miteinander verbindet und sich in Sehnenrichtung (S) erstreckt,
wobei die Trennwand (60) mit zunehmender Annährung zur Hinterkante (26) einen vorzugsweise spitz zulaufenden Verdrängungskeil (62) ausbildet, der in Verbindung mit den Innenflächen der beiden Seitenwände (14, 16) die zwei Kühlkanalarme (36a, 36b) seitlich begrenzt.Turbine blade (10) according to claim 6,
in which a partition (60) is arranged between the second coolant passage (34) and the serpentine coolant passage (52), which connects the two side walls (14, 16) to one another and extends in the chordal direction (S),
the partition (60) forming a preferably tapering displacement wedge (62) as it approaches the rear edge (26), which in connection with the inner surfaces of the two side walls (14, 16) laterally delimits the two cooling channel arms (36a, 36b). Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der zwischen der dritten Kühlmittelpassage (38) und der zweiten Hinterkanten-Kühlmittelpassage (44) eine sich in Spannweitenrichtung (S) erstreckende hintere Trennrippe (49h) vorgesehen ist.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
in which a rear separating rib (49h) extending in the spanwise direction (S) is provided between the third coolant passage (38) and the second rear edge coolant passage (44). Turbinenschaufel nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der die Hinterkante (26) eine normierte Höhe von 100%, beginnend an ihrem fußseitigem Ende (20) bei 0% und endend an der Schaufelspitze (22) bei 100 %, aufweist, und
bei der die beiden Hinterkanten-Kühlmittelpassagen (44, 54) von einer sich hauptsächlich in Sehnenrichtung (S) erstreckenden Trennrippe (64) voneinander getrennt sind, die auf einer Höhe zwischen 45% und 75% der normierten Höhe angeordnet ist.Turbine blade according to one of the preceding claims,
in which the trailing edge (26) has a standardized height of 100%, starting at its root end (20) at 0% and ending at the blade tip (22) at 100%, and
in which the two trailing edge coolant passages (44, 54) are separated from one another by a separating rib (64) which extends mainly in the chordal direction (S) and is arranged at a height between 45% and 75% of the normalized height. Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der die Serpentinen-Kühlmittelpassage (52) zumindest zwei sich in Spannweitenrichtung erstreckende Kanalabschnitte (55a, 55b) und zumindest zwei Umkehrabschnitte (57a, 57b) umfasst, wobei der im Kühlmittelstrom weiter stromab gelegene Umkehrabschnitt (57b) mit der ersten Hinterkanten-Kühlmittelpassage (54) unmittelbar strömungstechnisch verbunden ist.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
in which the serpentine coolant passage (52) comprises at least two channel sections (55a, 55b) extending in the spanwise direction and at least two reversal sections (57a, 57b), the reversal section (57b) located further downstream in the coolant flow with the first trailing edge coolant passage ( 54) is directly connected in terms of flow. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 10,
bei der die beiden Kanalabschnitte (55a, 55b) mittels eines Verdrängungskörpers (70) und mittels der beiden Seitenwände (14, 16) in einer Querschnittsbetrachtung des Schaufelblatts (18) im Wesentlichen jeweils C-förmig mit einem saugseitigen Kanalarm (55as, 55bs), einem druckseitigen Kanalarm (55ad, 55bd) und einem die beiden Kanalarme verbindenden Verbindungsarm (55av, 55bv) ausgestaltet und derart zueinander angeordnet sind, dass sie den Verdrängungskörper (70) nahezu vollständig umgeben.Turbine blade (10) according to claim 10,
in which the two channel sections (55a, 55b) by means of a displacement body (70) and by means of the two side walls (14, 16) in a cross-sectional view of the blade (18) are each essentially C-shaped with a suction-side channel arm (55as, 55bs), a pressure-side channel arm (55ad, 55bd) and a connecting arm (55av, 55bv) connecting the two channel arms and are arranged in relation to one another in such a way that they almost completely surround the displacement body (70). Turbinenschaufel nach Anspruch 11,
bei der der Verdrängungskörper (70) in einer Querschnittsbetrachtung einen Hohlraum (72) umgreift und über Stege (71) an den beiden Seitenwänden (14, 16) abgestützt ist.Turbine blade according to claim 11,
in which the displacement body (70) engages around a cavity (72) in a cross-sectional view and is supported on the two side walls (14, 16) via webs (71). Turbinenschaufel (10) nach einem der Ansprüche 11 oder 12,
bei der die Serpentinen-Kühlmittelpassage (52) von zumindest einer, vorzugsweise von zwei die druckseitige Seitenwand (14) mit der saugseitigen Seitenwand (16) verbindenden Stützrippen (66h, 66v) begrenzt ist, welche sich vom fußseitigen Ende zur Schaufelspitze hin erstrecken und bei der vorzugsweise auf der Stützrippe (66v, 66h) bzw. an den die Verbindungsarme (55av, 55bv) begrenzenden Innenflächen des Verdrängungskörpers (70) Elemente, vorzugsweise Turbulatoren, vorgesehen sind, die eine Querströmung von Kühlmittel aus dem saugseitigen Kanalarm (55as, 55bs) durch den Verbindungsarm (55av, 55bv) in den druckseitigen Kanalarm (55ad, 55bd) reduzieren.Turbine blade (10) according to one of claims 11 or 12,
in which the serpentine coolant passage (52) is delimited by at least one, preferably two, support ribs (66h, 66v) which connect the pressure-side side wall (14) to the suction-side side wall (16) and which extend from the foot-side end to the blade tip and at The elements, preferably turbulators, are preferably provided on the support rib (66v, 66h) or on the inner surfaces of the displacement body (70) delimiting the connecting arms (55av, 55bv), which enable a cross flow of coolant from the suction-side duct arm (55as, 55bs) through the connecting arm (55av, 55bv) into the duct arm (55ad, 55bd) on the pressure side. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 12 oder 13,
bei der der Hohlraum (72) nicht von Kühlmittel (M) durchströmbar ist und insbesondere keine Austrittsöffnung für Kühlmittel (M) aufweist (Totwasser-Hohlraum).Turbine blade (10) according to claim 12 or 13,
in which the cavity (72) cannot be flowed through by coolant (M) and in particular has no outlet opening for coolant (M) (dead water cavity). Turbinenschaufel (10) nach einem der Ansprüche 12 bis 14,
die gegossen ist und bei der eine nach dem Gießen der Turbinenschaufel im Schaufelfuß (12) vorhandene Öffnung (74a), die mit dem Hohlraum (72) in direkter Verbindung steht, von einer separat hergestellten Abdeckplatte (76a) verschlossen ist.Turbine blade (10) according to one of claims 12 to 14,
which is cast and in which an opening (74a) which is present in the blade root (12) after the casting of the turbine blade and which is in direct communication with the cavity (72) is closed by a separately produced cover plate (76a). Turbinenschaufel nach einem der Ansprüche 1 bis 14,
die gegossen ist.Turbine blade according to one of Claims 1 to 14,
which is poured. Turbinenschaufel (10) nach Anspruch 15 oder 16,
bei der eine nach dem Gießen der Turbinenschaufel im Schaufelfuß (12) vorhandene Öffnung (74b), die mit der ersten Hinterkanten-Kühlmittelpassage (54) in direkter Verbindung steht, von einer separat hergestellten Abdeckplatte (76b) verschlossen ist.Turbine blade (10) according to claim 15 or 16,
in which an opening (74b) which is present in the blade root (12) after the casting of the turbine blade and which is in direct communication with the first trailing edge coolant passage (54) is closed by a separately produced cover plate (76b). Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
bei der für jeden Kühlpfad (30, 50) ein oder mehrere Einlässe (80) vorgesehen sind, die mit der ersten Kühlmittelpassage (32) bzw. der Versorgungspassage (31) oder mit der Serpentinen-Kühlmittelpassage (52) bzw. einem ihrer Kanalabschnitte (55a) unmittelbar strömungstechnisch verbunden sind.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
in which one or more inlets (80) are provided for each cooling path (30, 50) which connect with the first coolant passage (32) or the supply passage (31) or with the serpentine coolant passage (52) or one of its channel sections ( 55a) are directly connected in terms of flow. Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche,
mit einem Schaufelblatt-Aspektverhältnis HSP/SL von einer Hinterkanten-Spannweite (HSP) bezogen auf eine am fußseitigen Ende zu erfassenden Sehnenlänge (SL), welches 3,0 oder kleiner ist.Turbine blade (10) according to one of the preceding claims,
with an airfoil aspect ratio HSP / SL of a trailing edge span (HSP) based on a chord length (SL) to be recorded at the root end, which is 3.0 or less. Verwendung einer Turbinenschaufel (10) nach einem der vorangehenden Ansprüche in einer ersten oder zweite Turbinenstufe einer stationären Gasturbine mit einer bei
ISO-Nennbetrieb auftretenden Turbineneintrittstemperatur von mindestens 1300°C und/oder mit einem bei ISO-Nennbetrieb auftretenden Verdichterdruckverhältnis von 19:1 oder größer.Use of a turbine blade (10) according to one of the preceding claims in a first or second turbine stage of a stationary gas turbine with an at
A turbine inlet temperature of at least 1300 ° C occurring at ISO nominal operation and / or with a compressor pressure ratio of 19: 1 or greater during ISO nominal operation.
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