EP1320661B1

EP1320661B1 - Gas turbine blade

Info

Publication number: EP1320661B1
Application number: EP01980405A
Authority: EP
Inventors: Peter Tiemann
Original assignee: Siemens AG; Siemens Corp
Current assignee: Siemens AG; Siemens Corp
Priority date: 2000-09-26
Filing date: 2001-09-18
Publication date: 2008-01-30
Anticipated expiration: 2021-09-18
Also published as: EP1191189A1; US6874988B2; EP1320661A1; WO2002027146A1; DE50113551D1; US20040022630A1; JP4669202B2; JP2004510091A

Abstract

The invention relates to a gas turbine blade (1) having a combined convective cooling effected by a meandering cooling channel (21) and having an impact cooling effected via an impact cooling insert (37). The impact cooling insert (37) is arranged inside a first partial section (23) of the meandering cooling channel (21) extending along the front edge (8) of the blade pan. The impact cooling insert (37) tapers along this first partial section (23).

Description

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenschaufel mit einer Schaufelblattvorderkante und einer Schaufelblatthinterkante und mit einer inneren Kühlstruktur, umfassend einen meanderförmigen Kühlkanal mit entlang der Schaufelachse gerichteten Teilabschnitten zur Führung eines Kühlfluides von der Schaufelblattvorderkante zur Schaufelblatthinterkante.The invention relates to a gas turbine blade having an airfoil leading edge and an airfoil trailing edge and having an inner cooling structure, comprising a meandering cooling channel with sections directed along the blade axis for guiding a cooling fluid from the blade edge leading edge to the blade trailing edge.

In der US 5,468,125 ist eine hohle, mittels Kühlluft kühlbare Gasturbinenschaufel offenbart. Die Kühlluft wird in parallel zur Schaufelachse verlaufende Kühlkammern der hohlen Gasturbinenschaufel eingeblasen, wo sie die Kammern durchlaufend von innen die heiße Oberfläche der Gasturbinenschaufel kühlt. Die eintretende, noch nicht aufgeheizte Kühlluft wird zunächst an der Eintrittskante der Gasturbinenschaufel vorbeigeführt, die besonders hohen Temperaturen ausgesetzt ist und daher besonders effizient gekühlt werden muß. Nachdem die Kühlluft auch die anderen Bereiche der Schaufel kühlend durch die Schaufel durchgeführt wurde, verläßt sie diese an der Abströmkante der Schaufel über Bohrungen.In the US 5,468,125 is a hollow, coolable by cooling air gas turbine blade disclosed. The cooling air is blown in parallel to the blade axis extending cooling chambers of the hollow gas turbine blade, where it cools the chambers continuously from the inside, the hot surface of the gas turbine blade. The incoming, not yet heated cooling air is first led past the leading edge of the gas turbine blade, which is exposed to particularly high temperatures and therefore must be cooled particularly efficiently. After the cooling air and the other areas of the blade has been carried out cooling by the blade, it leaves this at the trailing edge of the blade via holes.

Aufgabe der Erfindung ist die Angabe einer Gasturbinenschaufel, die besonders effizient ein Kühlfluid zur Kühlung der Gasturbinenschaufel ausnutzt.The object of the invention is the specification of a gas turbine blade which particularly efficiently utilizes a cooling fluid for cooling the gas turbine blade.

Erfindungsgemäß wird diese Aufgabe gelöst durch Angabe einer entlang einer Schaufelachse gerichteten Gasturbinenschaufel mit einer Schaufelblattvorderkante und einer Schaufelblatthinterkante und mit einer inneren Kühlstruktur, umfassend einen mäanderförmigen Kühlkanal mit entlang der Schaufelachse gerichteten Teilabschnitten zur Führung eines Kühlfluides von der Schaufelblattvorderkante zur Schaufelblatthinterkante, wobei ein erster der Teilabschnitte entlang der Schaufelblattvorderkante verläuft und einen Eintrittsbereich für das Kühlfluid und einen Austrittsbereich für das Kühlfluid aufweist, wobei der der erste Teilabschnitt einen Prallkühleinsatz aufweist, der mit seiner zur Schaufelblattvorderkante gerichteten Einsatzvorderseite parallel zur Schaufelblattvorderkante verläuft, wobei sich der Prallkühleinsatz zum Austrittsbereich hin verjüngt.According to the invention, this object is achieved by specifying a gas turbine blade directed along a blade axis with an airfoil leading edge and an airfoil trailing edge and having an inner cooling structure comprising a meandering cooling channel with sections directed along the blade axis for guiding a cooling fluid from the blade leading edge to the blade trailing edge, wherein a first of the sections along the blade leading edge and an entry area for the Cooling fluid and having an exit region for the cooling fluid, wherein the first section has a baffle insert, which extends parallel to the blade leading edge with its directed towards the blade leading edge insert front side, wherein the impact cooling insert tapers towards the exit region.

Die Erfindung geht dabei von der Erkenntnis aus, daß bei einer konventionellen inneren Kühlung einer Gasturbinenschaufel durch einen meanderförmigen Kühlkanal die Schaufelblattvorderkante nicht immer ausreichend effizient gekühlt werden kann, da der thermisch besonders hoch belasteten Außenseite der Schaufelblattvorderkante eine vergleichsweise geringe Oberfläche an der Innenseite der Schaufelblattvorderkante gegenübersteht. Eine rein konvektive Kühlung mittels eines Kühlfluidstromes im Meanderkanalteilbereich an der Schaufelblattvorderkante kann unter Umständen unzureichend sein, um die Temperatur der Schaufelblattvorderkante ausreichend zu senken. Andererseits geht die Erfindung von der Beobachtung aus, daß eine Kühlung alleine mittels eines Prallkühleinsatzes zwar gerade bei der Schaufelblattvorderkante durch die höhere Kühlleistung der Prallkühlung einen größeren Wärmeabtrag ermöglicht, die Kühlung des.Schaufelblattes insgesamt durch den Prallkühleinsatz aber vergleichsweise ineffizient ist, da das Kühlfluid insgesamt weniger Wärme aufnimmt. Bei einer durch Kühlluft gekühlten Gasturbinenschaufel mit einer Meanderkühlung ist beispielsweise das nach Durchlaufen des Meanderka nals aus der Hinterkante austretende Kühlfluid wärmer als das nach einer Prallkühlung ebenfalls aus einer Schaufelhinterkante austretende Kühlfluid.The invention is based on the recognition that in a conventional internal cooling of a gas turbine blade through a meandering cooling channel, the airfoil leading edge can not always be cooled sufficiently efficiently, since the thermally highly loaded outside of the airfoil leading edge facing a comparatively small surface on the inside of the airfoil leading edge , A purely convective cooling by means of a cooling fluid flow in the Meanderkanalteilbereich at the blade leading edge may be insufficient under certain circumstances, in order to lower the temperature of the blade leading edge sufficiently. On the other hand, the invention is based on the observation that cooling alone by means of an impact cooling insert allows a greater heat dissipation, especially at the blade leading edge by the higher cooling capacity of the impingement cooling, the cooling des.Schaufelblattes but by the impingement cooling insert is relatively inefficient, since the cooling fluid as a whole absorbs less heat. In a cooled by cooling gas turbine blade with a meandering cooling, for example, after passing through the Meanderka nals emerging from the trailing edge cooling fluid is warmer than the after a baffle cooling also emerging from a blade trailing edge cooling fluid.

Die Erfindung kombiniert nun erstmals eine Prallkühlung mit einer Meanderkanalkühlung dergestalt, daß die Vorteile dieser beiden Verfahren ausgenutzt werden, ohne dabei in gleichem Maße den Nachteilen der jeweiligen Verfahren ausgesetzt zu sein. Dies wird dadurch erreicht, daß die Schaufelblattvorderkante mit hoher Kühlleistung durch den Prallkühleinsatz gekühlt wird, der aber nur im ersten Teilabschnitt des meanderförmigen Kühlkanals eingesetzt ist. Der Prallkühleinsatz erstreckt sich dabei parallel zur Schaufelblattvorderkante, so daß die gesamte Schaufelblattvorderkante durch eine Prallkühlung gekühlt wird. Gleichzeitig verjüngt sich aber der Prallkühleinsatz vom Eintrittsbereich des ersten Teilabschnittes bis hin zum Austrittsbereich des ersten Teilabschnittes. Im ersten Teilabschnitt geht also die Art der Kühlung entlang der Strömungsrichtung des im ersten Teilabschnitts strömenden Kühlfluides von einer Prallkühlung zu einer konvektiven Kühlung mittels des im ersten Teilabschnitt strömenden Kühlfluides über: Die übrige Schaufel wird sodann durch das durch die weiteren Teilabschnitte strömende Kühlfluid konvektiv gekühlt. Hierdurch wird das Kühlfluid hinsichtlich seiner Kühlfähigkeit weitestgehend ausgenutzt, ohne dabei aber auf die besonders wirkungsvolle Prallkühlung im Bereich der Schaufelblattvorderkante zu verzichten. Selbstverständlich können weitere Kühlmaßnahmen für die Gasturbinenschaufel vorgesehen sein, z. B. eine Filmkühlung durch aus der Schaufelblattaußenwand austretendes Kühlfluid.

a) Vorzugsweise bedeckt der Prallkühleinsatz den gesamten Einströmbereich. Hierdurch wird zunächst das gesamte Kühlfluid in den Prallkühleinsatz geleitet.
b) Bevorzugt verjüngt sich der Prallkühleinsatz in seiner Querschnittsfläche proportional zu einer gemessen entlang der Schaufelachse auf dem Prallkühleinsatz austretenden Kühlfluidmenge. Die Verjüngung des Prallkühleinsatzes, d.h. die Verkleinerung seiner Querschnittsfläche entlang einer Richtung parallel zur Schaufelachse kann je nach Bedarf in unterschiedlicher Weise erfolgen. Eine Verjüngung proportional entlang der Schaufelachse aus dem Prallkühleinsatz austretenden Kühlluftmenge hat aber insbesondere den Vorteil, daß die Schaufelblattvorderkante überall gleichmäßig mit Prallkühlluft versorgt wird. Dies bedeutet eine besonders homogene Kühlung.
c) Der Prallkühleinsatz ist bevorzugt von quer zur Schaufelachse gerichteten Luftleitrippen umgeben, die aus dem Prallkühleinsatz austretendes Kühlfluid um den Prallkühleinsatz herum in Richtung auf die Schaufelblatthinterkante leiten. Durch solche Luftleitrippen wird also das Kühlfluid, nachdem es prallkühlend auf die Schaufelblattwand aufgetroffen ist, entlang der Außenwand des Prallkühleinsatzes von der Schaufelblattvorderkante weggeleitet und tritt anschließend in den freien Teil des ersten Teilabschnittes ein. Der freie Teil des ersten Teilabschnittes ist jener Teil, in dem der Prallkühleinsatz nicht angeordnet ist. Weiter bevorzugt sind die Luftleitrippen so gegenüber einer senkrecht zur Schaufelachse orientierten Ebene gerichtet, daß sie das Kühlfluid zusätzlich in eine Richtung vom Eintrittsbereich zum Austrittsbereich leiten. Das in den freien Teil des ersten Teilabschnittes eintretende Kühlfluid hat somit bereits eine Strömungskomponente in Richtung der Hauptströmung in diesem ersten Teilabschnitt. Die Strömungsführung mittels der Luftleitrippen ermöglichst somit eine möglichst wirbelfreie und damit hinsichtlich eines Druckverlustes besonders günstige Strömung des Kühlfluides durch die Gasturbinenschaufel.
d) Vorzugsweise ist die Gasturbinenschaufel als eine Leitschaufel ausgeführt, die mit einem Innenring ausgebildet ist. Der Innenring dient bei einer Verwendung der Leitschaufel in einer Gasturbine dazu, einen Heißgaskanal der Gasturbine gegenüber einem Rotor der Gasturbine abzudichten. Vom Prallkühleinsatz führt ein Innenringkühlkanal zum Innenring. Während bei einer konventionellen Kühlung der Gasturbinenschaufel allein durch konvektive Kühlung eines in einem Meanderkanal strömenden Kühlfluides die Effizienz der Kühlung eines Innenrings einer Gasturbinenleitschaufel dadurch herabgesetzt wird, daß das dem Innenring zugeleitete Kühlfluid bereits notwendigerweise durch ein Vorbeiströmen an der Schaufelblattvorderkante aufgeheizt ist, so bietet die Zuleitung von Kühlfluid aus dem Prallkühleinsatz zum Innenring den Vorteil, unaufgeheiztes Kühlfluid dem Innenring zuleiten zu können. Durch die höhere Kühlleistung des unaufgeheizten Kühlfluides ist dadurch der Verbrauch an Kühlfluid für die Innenringkühlung geringer. Dieser Vorteil der Zuleitung von Kühlfluid aus einem Prallkühleinsatz führt aber nun durch die besondere Konstruktion des sich verjüngenden Prallkühleinsatzes nicht zu dem oben beschriebenen Nachteil eines konventionellen Prallkühleinsatzes, der nämlich durch eine schlechte Ausnutzung der Kühlkapazität des Kühlfluides bei der Schaufelblattkühlung zu einem vergleichsweise hohen Verbrauch an Kühlfluid führt.

The invention combines now for the first time an impingement cooling with a Meanderkanalkühlung such that the advantages of these two methods are utilized, without being exposed to the same extent the disadvantages of the respective processes. This is achieved in that the blade leading edge is cooled with high cooling capacity by the impingement cooling, but which is used only in the first section of the meandering cooling channel. The impact cooling insert extends parallel to the blade leading edge, so that the entire blade leading edge is cooled by a baffle cooling. At the same time, however, the impact cooling insert tapers from the inlet region of the first partial section to the outlet region of the first partial segment. In the first subsection, therefore, the type of cooling along the flow direction of the cooling fluid flowing in the first subsection passes from an impingement cooling to a convective cooling by means of the cooling fluid flowing in the first subsection: The remaining vane is then convectively cooled by the cooling fluid flowing through the further subsections. As a result, the cooling fluid is largely utilized in terms of its cooling ability, but without sacrificing the particularly effective impingement cooling in the region of the blade leading edge. Of course, further cooling measures may be provided for the gas turbine blade, z. B. a film cooling by emerging from the blade outer wall cooling fluid.

a) Preferably, the impact cooling insert covers the entire inflow area. As a result, the entire cooling fluid is first passed into the impingement cooling insert.
b) Preferably, the impact cooling insert tapers in its cross-sectional area proportionally to a cooling fluid quantity exiting along the blade axis on the impact cooling insert. The tapering of the impingement cooling insert, ie the reduction of its cross-sectional area along a direction parallel to the blade axis, can take place in different ways as required. However, a tapering along the blade axis from the impingement cooling insert exiting amount of cooling air in particular has the advantage that the blade leading edge uniformly supplied with impingement cooling air everywhere. This means a particularly homogeneous cooling.
c) The impingement cooling insert is preferably surrounded by air guide ribs directed transversely to the blade axis, which guide cooling fluid emerging from the impingement cooling insert around the impingement cooling insert in the direction of the blade blade trailing edge. By means of such air guide ribs, therefore, the cooling fluid, after it has impact-impinged on the airfoil wall, is led away along the outer wall of the baffle insert from the blade airfoil leading edge and then enters the free part of the first section. The free part of the first section is that part in which the impingement cooling insert is not arranged. More preferably, the Luftleitrippen are so directed against a plane oriented perpendicular to the blade axis, that they additionally direct the cooling fluid in a direction from the inlet region to the outlet region. The cooling fluid entering the free part of the first subsection thus already has a flow component in the direction of the main flow in this first subsection. The flow guidance by means of the air guide ribs thus makes possible an eddy-free and thus with regard to a pressure loss particularly favorable flow of the cooling fluid through the gas turbine blade.
d) Preferably, the gas turbine blade is designed as a guide vane, which is formed with an inner ring. When using the guide vane in a gas turbine, the inner ring serves to seal a hot gas channel of the gas turbine with respect to a rotor of the gas turbine. From the impingement cooling insert leads an inner ring cooling channel to the inner ring. While in a conventional cooling of the gas turbine blade alone by convective cooling of a cooling fluid flowing in a Meanderkanal the efficiency of the cooling of an inner ring of a gas turbine guide vane is reduced by the fact that the cooling fluid supplied to the inner ring is already necessarily heated by a Vorbeiströmen on the blade leading edge, the supply of cooling fluid from the baffle insert to the inner ring has the advantage of being able to forward unaufgeheiztes cooling fluid to the inner ring. Due to the higher cooling capacity of the unheated cooling fluid thereby the consumption of cooling fluid for the inner ring cooling is lower. However, this advantage of the supply of cooling fluid from a baffle cooling insert does not lead to the above-described disadvantage of a conventional impact cooling insert due to the special construction of the tapered impact cooling insert, namely by a poor utilization of the cooling capacity of the cooling fluid in the blade cooling to a relatively high consumption of cooling fluid leads.

Die unter a) bis d) beschriebenen Ausführungen lassne sich auch beliebig untereinander kombinieren.The embodiments described under a) to d) can also be combined with one another as desired.

Die Erfindung wird anhand der Zeichnung beispielhaft näher erläutert. Die einzige Figur zeigt in einem Längsschnitt eine Gasturbinenleitschaufel.The invention will be explained in more detail by way of example with reference to the drawing. The single FIGURE shows a longitudinal section of a gas turbine guide vane.

Die Gasturbinenleitschaufel 1 ist entlang einer Schaufelachse 3 gerichtet. Entlang der Schaufelachse 3 weist die Gasturbinenschaufel 1 aufeinander folgend einen Befestigungsbereich 5, einen Plattformbereich 6, einen Schaufelblattbereich 7 und einen Innenring 9 auf. Der Schaufelblattbereich 7 weist eine Schaufelblattvorderkante 8 und eine Schaufelblatthinterkante 10 auf. Der Befestigungsbereich 5 weist eine Verhakung 11 zur Verhakung der Gasturbinenschaufel 1 in einem nicht dargestellten Gehäuse einer Gasturbine auf. Der Innenring 9 weist Absätze 13 zum Eingriff in ein Abdichtungssystem zum Abdichten eines nicht dargestellten Heißgaskanales einer Gasturbine gegenüber einem ebenfalls nicht dargestellten Rotor der Gasturbine auf. Die Gasturbinenschaufel 1 ist hohl ausgeführt.The gas turbine guide vane 1 is directed along a blade axis 3. Along the blade axis 3, the gas turbine blade 1 successively has a fastening region 5, a platform region 6, an airfoil region 7 and an inner ring 9. The airfoil region 7 has an airfoil leading edge 8 and an airfoil trailing edge 10. The attachment region 5 has a hooking 11 for hooking the gas turbine blade 1 in a housing, not shown, of a gas turbine. The inner ring 9 has paragraphs 13 for engaging in a sealing system for sealing a hot gas duct, not shown, of a gas turbine with respect to a likewise not shown rotor of the gas turbine. The gas turbine blade 1 is hollow.

Ein inneres Kühlsystem der Gasturbinenschaufel 1 wird im folgenden näher erläutert:An inner cooling system of the gas turbine blade 1 is explained in more detail below:

Durch das Innere der Gasturbinenschaufel 1 führt ein meanderförmiger Kühlkanal 21. Der meanderförmige Kühlkanal 21 ist aus entlang der Schaufelachse 3 gerichteten Teilabschnitten 23, 25, 27 ausgebaut. Diese Teilabschnitte 23, 25, 27 sind voneinander durch Rippen 31 getrennt. Der erste Teilabschnitt 23 verläuft entlang der Schaufelblattvorderkante 8. In dem meanderförmigen Kühlkanal 21 sind an der Innenseite der Schaufelblattbereiches 7 Turbulatoren 29 angeordnet, die zur Erzeugung von Turbulenz in einem durch den meanderförmigen Kühlkanal 21 strömende Kühlfluid sorgen, was wiederum eine verbesserte Wärmeübertragung auf das Kühlfluid zur Folge hat. Der erste Teilabschitt 23 ist zum Befestigungsbereich 5 hin geöffnet und weist dort einen Eintrittsbereich 33 für Kühlfluid auf. Das an den Innenring 9 angrenzende Ende des ersten Teilabschnittes 23 bildet einen Austrittsbereich 35 für Kühlfluid aus dem ersten Teilabschnitt 23, welches anschließend in den zweiten Teilabschnitt 25 eintritt. In dem ersten Teilabschnitt 23 ist ein Prallkühleinsatz 37 angeordnet. Dieser Prallkühleinsatz 37 läuft sich verjüngend vom Eintrittsbereich 33 zum Austrittsbereich 35 hin konisch zu, so daß drei entlang der Schaufelachse drei aufeinander folgende Querschnittsflächen F1, F2, F3 im Vergleich zueinander entlang dieser Richtung kleiner werden. Der Prallkühleinsatz 37 ist dabei so orientiert, daß er mit seiner Einsatzvorderseite parallel zur Schaufelblattvorderkante 8 verläuft. Dabei erstreckt er sich über die gesamte Länge der Schaufelblattvorderkante 8. Durch die Verjüngung des Prallkühleinsatzes 37 wird in einer Richtung vom Eintrittsbereich zum Austrittsbereich der erste Teilabschitt 23 immer mehr freigegeben. Durch einen linearschrägen Verlauf einer der Einsatzvorderseite 39 gegenüberliegenden Einsatzrückseite 41 des Prallkühleinsatzes 37 wird somit der erste Teilabschnitt 23 gewissermaßen schräg halbiert in eine von dem Prallkühleinsatz 37 belegte Hälfte und eine vom Prallkühleinsatz 37 freie Hälfte.Through the interior of the gas turbine blade 1, a meandering cooling passage 21 leads. The meandering cooling passage 21 is expanded from along the blade axis 3 directed sections 23, 25, 27. These sections 23, 25, 27 are separated from each other by ribs 31. The first section 23 extends along the blade leading edge 8. In the meandering cooling channel 21 7 turbulators 29 are arranged on the inside of the airfoil portion, which provide for the generation of turbulence in a flowing through the meandering cooling channel 21 cooling fluid, which in turn improved heat transfer to the cooling fluid entails. The first Teilabschitt 23 is open to the mounting portion 5 and there has an inlet region 33 for cooling fluid. The end of the first subsection 23 adjoining the inner ring 9 forms an exit region 35 for cooling fluid from the first subsection 23, which subsequently enters into the second subsection 25. In the first section 23, an impingement cooling insert 37 is arranged. This impingement cooling insert 37 tapers conically from the inlet region 33 to the outlet region 35, so that three successive cross-sectional surfaces F1, F2, F3 along the blade axis become smaller along this direction in comparison to one another. The impact cooling insert 37 is oriented so that it runs parallel to the blade leading edge 8 with its insert front side. In this case, it extends over the entire length of the blade leading edge 8. By the taper of the impingement cooling insert 37, the first Teilabschitt 23 is released more and more in a direction from the inlet region to the outlet region. By a linear oblique course of the use front 39 opposite insert back side 41 of the impingement cooling insert 37 thus the first portion 23 is so to speak obliquely bisected half in a occupied by the impact cooling insert 37 and a half of the impingement chiller 37 half.

Der Prallkühleinsatz 37 weist gleichmäßig verteilt Prallkühlbohrungen 43 auf. Auf der Innenseite des Schaufelblattbereiches 7 sind dem Prallkühleinsatz 37 umgebende Luftleitrippen 51 angeordnet. Diese Luftleitrippen 51 erstrecken sich quer zur Schaufelachse 3. Gleichzeitig sind sie gegenüber einer senkrecht zur Schaufelachse 3 orientierten Ebene geneigt. Die Luftleitrippen 51 enden jeweils, bevor sie in den freien Teil des ersten Teilabschnittes 23 eintreten.The impact cooling insert 37 has uniformly distributed impingement cooling bores 43. On the inside of the airfoil region 7, the air-cooling ribs 51 surrounding the impact-cooling insert 37 are arranged. These air guide ribs 51 extend transversely to the blade axis 3. At the same time, they are inclined with respect to a plane oriented perpendicular to the blade axis 3. The Luftleitrippen 51 each end before they enter the free part of the first section 23.

Im Bereich der Schaufelblatthinterkante 10 sind im Schaufelblattbereich 7 Filmkühlöffnungen 53 vorgesehen.In the area of the blade blade trailing edge 10, 7 film cooling openings 53 are provided in the blade leaf area.

Der Prallkühleinsatz 37 mündet im Bereich des Innenrings 9 an einem Innenringkühlkanal 55.The impact cooling insert 37 opens in the region of the inner ring 9 on an inner ring cooling channel 55.

Im Einsatz der Gasturbinenleitschaufel 1 ist diese in einer nicht dargestellten Gasturbine angeordnet und wird von heißem Gas umströmt. Die hohe thermische Belastung erfordert eine Kühlung mittels eines Kühlfluides 61, welches der Gasturbinenleitschaufel 1 über den Eintrittsbereich 33 des ersten Teilabschnittes 23 zugeleitet wird. Da der Prallkühleinsatz 37 den Eintrittsbereich 33 völlig überdeckt, wird das Kühlfluid 61 zunächst vollständig in den Prallkühleinsatz 37 eingeleitet. Aus dem Prallkühleinsatz 37 tritt das Kühlfluid 61 über die Prallkühlbohrungen 43 senkrecht zur Wand des Schaufelblattbereich 7 aus und trifft auf diese kühlend auf. Insbesondere die Schaufelblattvorderkante 8 wird durch Vorderkantenprallkühlbohrungen 45 hierdurch sehr wirkungsvoll gekühlt. Das aus dem Prallkühleinsatz 37 ausgetretende Kühlfluid 61 wird nach erfolgter Prallkühlung sodann über die Luftleitrippen 51 in Richtung auf den freien Teil des ersten Teilabschnittes 23 geleitet, der durch die Verjüngung des Prallkühleinsatzes 37 entsteht. Die Querschnittsfläche des Prallkühleinsatzes 37 verjüngt sich dabei proportional zur aus dem Prallkühleinsatz 37 austretenden Kühlfluidmenge. Das Kühlfluid 61 ist hier Kühlluft. Die am Ende des Prallkühleinsatzes 37 im Bereich des Innenringes 9 verbleibende Prallkühlluft wird über den Innenringkühlkanal 55 in den Bereich des Innenrings 9 geleitet und dient zur Kühlung des Innenrings 9. Die in den freien Teil des ersten Teilabschnittes 23 über die Luftleitrippen 51 eingeleitete Kühlluft 61 wird in den zweiten Teilabschnitt 25 und anschließend in den dritten Teilabschnitt 27 eingeleitet. Von dort tritt sie aus den Filmkühlbohrungen 53 in den Heißgaskanal aus.In the use of the gas turbine guide vane 1, this is arranged in a gas turbine, not shown, and is flowed around by hot gas. The high thermal load requires cooling by means of a cooling fluid 61, which is fed to the gas turbine guide vane 1 via the inlet region 33 of the first subsection 23. Since the impact cooling insert 37 completely covers the entry region 33, the cooling fluid 61 is first completely introduced into the impact cooling insert 37. From the impingement cooling insert 37, the cooling fluid 61 exits via the impingement cooling bores 43 perpendicular to the wall of the airfoil region 7 and impinges on them in a cooling manner. In particular, the blade leading edge 8 is thereby cooled very effectively by leading edge impact cooling bores 45. The cooling fluid 61 which has exited from the impact cooling insert 37 is then guided via the air guiding ribs 51 in the direction of the free part of the first part section 23 after the impingement cooling, which is produced by the tapering of the impact cooling insert 37. The cross-sectional area of the impact cooling insert 37 thereby tapers proportionally to the amount of cooling fluid emerging from the impact cooling insert 37. The cooling fluid 61 is here Cooling air. The impact cooling air remaining in the region of the inner ring 9 at the end of the impact cooling insert 37 is directed into the region of the inner ring 9 via the inner ring cooling channel 55 and serves to cool the inner ring 9. The cooling air 61 introduced into the free part of the first section 23 via the air guide ribs 51 introduced into the second section 25 and then into the third section 27. From there it exits the film cooling holes 53 in the hot gas duct.

Die Schaufelblattvorderkante 8 wird besonders wirkungsvoll prallgekühlt, wobei aber das Kühlfluid 61 im weiteren Verlauf durch den meanderförmigen Kühlkanal 21 geleitet und damit in seiner Kühlwirkung möglichst effizient ausgenutzt wird. Weiterhin kann trotz der Kühlung mittels des meanderförmigen Kühlkanals 21 über den Prallkühleinsatz 37 unaufgeheizte Kühlluft 61 dem Innenring 9 zugeleitet werden, wodurch der Kühlluftverbrauch zur Kühlung des Innenrings 9 gering gehalten wird.The blade leading edge 8 is particularly effectively impact-cooled, but the cooling fluid 61 is passed in the further course through the meandering cooling channel 21 and thus used as efficiently as possible in its cooling effect. Furthermore, despite the cooling by means of the meandering cooling channel 21 via the impact cooling insert 37 unaufgeheizte cooling air 61 are fed to the inner ring 9, whereby the cooling air consumption for cooling the inner ring 9 is kept low.

Claims

A gas turbine blade (1) directed along a blade axis (3) and having an airfoil leading edge (8) and an airfoil trailing edge (10) and having an inner cooling structure, comprising a meandering cooling passage (21) with sections (23, 25, 27) directed along the blade axis (3) for directing a cooling fluid (61) from the airfoil leading edge (8) to the airfoil trailing edge (10), a first section of the sections (23, 25, 27) running along the airfoil leading edge (8) and having an inlet region (33) for the cooling fluid (61) and an outlet region (35) for the cooling fluid (61), characterized in that the first section (23) has an impingement-cooling insert (37) which, with its insert front side (39), which is directed toward the airfoil leading edge (8), runs parallel to the airfoil leading edge (8), the impingement-cooling insert (37) tapering toward the outlet region (35),
whereat in the first section (23), the type of cooling of the flowing cooling fluid in the first section (23) changes from impingement cooling to convective cooling.
Gas turbine blade (1) according to claim 1, in which the impingement-cooling insert (37) covers the entire inlet region (33).
Gas turbine blade (1) according to claim 1, in which the impingement-cooling insert (37), in its cross-sectional area (F1, F2, F3), tapers in proportion to a cooling-fluid quantity discharging from the impingement-cooling insert (37), measured along the blade axis (3).
Gas turbine blade (1) according to claim 1, in which the impingement-cooling insert (37) is surrounded by air-guide ribs (51) which are directed transversely to the blade axis (3) and which direct cooling fluid (61), discharging from the impingement-cooling insert (37), around the impingement-cooling insert (37) in the direction of the airfoil trailing edge (10).
Gas turbine blade (1) according to claim 4, in which the air-guide ribs (51) are directed relative to a plane oriented perpendicularly to the blade axis (3) in such a way that they additionally direct the cooling fluid (61) in a direction from the inlet region (33) to the outlet region (35).
Gas turbine blade (1) according to claim 1, which is designed as a guide blade having an inner ring (9), the inner ring (9), when the guide blade is fitted into a gas turbine, sealing off a hot-gas duct of the gas turbine relative to a rotor of the gas turbine, and an inner-ring cooling passage (55) leading from the impingement-cooling insert (37) to the inner ring (9).