CN101191424B - 涡轮机叶片及涡轮机叶片冷却系统及方法 - Google Patents

Abstract

具有改进末端冷却的涡轮机叶片(16)包括具有末端盖(50)的翼面(22)以及从末端盖向外延伸的末端壁(52)。末端壁的凹入部(54)形成末端架(60)。至少一个末端架孔(64)延伸通过末端架与翼面内部冷却回路(40)流动连通。至少一个末端壁开口(70)在末端架径向外侧延伸通过末端壁的凹入部与内部冷却回路流动连通。凹入末端壁部可从较宽基体(86)渐缩至最小厚度。在冷却方法中，在导引通过末端架的冷却空气与热气流相遇并混合的位置下游导引通过末端壁开口的冷却空气与热燃烧气体(20)流相遇并混合，以改进对叶片末端的对流冷却。用于冷却叶片的系统包括至少一个末端架孔(64)以及至少一个末端壁开口(70)，用于将冷却空气从内部冷却回路向热燃烧气流导引以改进对至少叶片末端的冷却。

Description

涡轮机叶片及涡轮机叶片冷却系统及方法

技术领域

本发明总体涉及燃气轮机，具体涉及具有改进末端冷却性能的燃气轮机转子叶片。

背景技术

总体而言，燃气轮机包括布置在燃烧器下游的用于从燃烧气体获取能量的一个或更多涡轮机叶片排。定子罩布置在转子叶片末端的径向外侧。在叶片末端与定子罩之间设置相对较小的间隙以在运转期间减小燃烧气体通过叶片末端漏出。然而，叶片末端与定子罩之间的间隙必需足够以使在运转期间产生叶片末端摩擦的可能性最小化。每个转子叶片均包括常规公知的压力侧及抽吸侧，其优选地具有空气动力学轮廓以从燃烧气体获取能量。

通常，通过将一部分压缩空气从燃气轮机压缩机导引通过中空涡轮机叶片来冷却包括叶片末端的叶片。转向用于冷却叶片的压缩空气然后不能被用于燃烧器内的燃烧，由此降低了发动机效率。

现有技术涡轮机叶片末端特别容易受到热燃烧气体的损坏，例如因氧化导致的叶片末端损坏及热疲劳。叶片末端的腐蚀不利地影响叶片的空气动力学性能效率。此外，末端间隙的增大会导致效率的降低。

叶片冷却结构可包括延伸通过叶片压力及抽吸侧壁的气膜冷却孔，用于将冷却空气从叶片内部导引至外表面以为其提供常规气膜冷却。

例如参见美国专利号5,261,789，公知叶片设计包括末端架，其沿翼面的第一侧延伸。多个大致径向延伸的冷却孔通过末端架布置与内部流动通道流动连通以将冷却空气导向叶片末端。

尽管现有公知设计对末端冷却进行了改进，但因热损坏的缘故涡轮机叶片末端仍然易于断裂。

因此，希望对叶片末端冷却进行改进以通过减小热疲劳来改进运转性能并延长使用寿命。

发明内容

通过示例性实施例可实现上述需求，该示例性实施例提供了一种涡轮机叶片，其包括具有压力侧及抽吸侧以及前边缘及后边缘的翼面。末端盖在压力侧与抽吸侧之间以及翼面的前边缘与后边缘之间延伸以至少部分地界定内部冷却回路。末端壁大致从末端盖向外径向延伸并连续围绕末端盖。末端壁包括从压力侧向内的凹入部分，形成外壁与凹入部之间的末端架。示例性叶片包括延伸通过末端架与在翼面内部延伸的内部冷却回路流动连通的多个末端架孔。至少一个末端壁开口在末端架的径向外部延伸通过凹入部并与内部冷却回路流动连通。

在示例性实施例中，提供了一种用于至少冷却示例性涡轮机叶片的末端区域的方法。示例性方法包括将冷却空气从内部冷却回路导引通过至少一个末端架孔，并将冷却空气从内部冷却回路导引通过至少一个末端壁开口。在导引通过至少一个气膜冷却末端架孔的冷却空气与热燃烧气流相遇并混合的位置下游，导引通过末端壁开口的冷却空气与热燃烧气流相遇并混合。

在示例性实施例中，提供了一种用于至少冷却示例性涡轮机叶片的末端的系统。涡轮机叶片包括末端壁，其具有从压力侧向内的凹入部，并形成位于外壁与凹入部之间的末端架。示例性系统包括在翼面内延伸的内部冷却回路、延伸通过末端架与内部冷却回路流动连通的至少一个末端架孔、以及延伸通过凹入末端壁部与内部冷却回路流动连通的至少一个末端壁开口。

附图说明

被视为本发明的主题在本申请中特别予以指明并要求保护。但是，结合附图参考以下描述可最好地理解本发明。

图1是燃气轮机转子叶片级部分剖切的立体图，示出了示例性涡轮机叶片；

图2是图1所示涡轮机叶片的一部分的放大剖切立体视图，示出了末端壁及末端架以及示例性气膜冷却末端壁开口及末端架孔；及

图3是沿图2的线3-3所取的剖视图。

具体实施方式

参考附图，其中在各种视图中相同的参考标号表示相同的元件，图1示出了例如用于驱动飞行器的燃气轮机的示例性高压涡轮机转子叶片级10的示意性视图。涡轮机级10包括常规环形定子罩14。根据示例性实施例的多个涡轮机转子叶片16常规地接合至转子盘(未示出)。涡轮机级10被布置在常规燃烧器(未示出)的下游，燃烧器产生在涡轮机叶片16之间流动的燃烧气体20，燃烧气体的能量被叶片16获取以常规方式使转子盘旋转。

每个涡轮机叶片16均包括大致中空翼面22，其具有邻近定子罩14布置的径向外部末端24，由此在两者之间界定常规较小以减小燃烧气体20通过翼面末端24漏出的末端间隙C。翼面22还包括根部26，从该根部26延伸出常规轴向进入燕尾榫28，其被设置在转子盘的外周中的互补燕尾槽中，以将叶片16安装至转子盘。叶片16还包括于翼面22与燕尾28之间的接合部分处一体地形成的常规平台30，以为在相邻翼面之间流动的燃烧气体20提供径内侧流动路径边界。

翼面22包括连续外壁31，其具有横向相对的第一侧32及第二侧34。大致向外凹入的第一侧32被常规视为压力侧。大致向外突出的第二侧34被常规视为抽吸侧。第一侧32及第二侧34分别在轴向分隔开关径向延伸的前边缘36及后边缘38处接合在一起。第一侧32及第二侧34在前边缘36与后边缘38之间从翼面根部26延伸至末端24，并横向地分隔布置以在其内界定内部冷却回路40以导引冷却空气42通过翼面22以将其冷却。内部冷却回路可具有根据有效工程原理选择的任意不同的结构。从燃气轮机的压缩机(未示出)提供冷却空气42，并通过转子盘以及燕尾榫28将其导引进入翼面22。

如图2及图3更详细示出的，翼面22包括根据优选实施例改进的末端24。具体而言，末端24包括在翼面第一侧32与第二侧34之间以及在前边缘36与后边缘3 8之间延伸的末端盖50，用于为内部冷却回路40提供上边界。

末端24还包括沿第一侧32及第二侧34从末端盖50向外径向延伸并整体包围末端盖50的连续末端壁52。末端壁52及末端盖50可与翼面一体形成或浇铸而成，或通过钎焊或焊接或其他方式安装形成支撑连接。

此外，特别参考图2及图3，凹入末端壁部54从外壁31的第一(压力)侧32向内凹入，在外壁31的凹入末端壁部54与第一侧32之间形成末端架60。在示例性实施例中，多个气膜冷却末端架孔64延伸通过末端架60与内部冷却回路40流动连通。在示例性实施例中，末端架孔64布置远离凹入末端壁部54与末端架60之间的接合部66。在示例性实施例中，叶片16包括在18与23个之间的末端架孔64。在示例性实施例中，各个末端架孔64均具有约14-18密耳(0.36-0.46mm)范围内的直径。取决于具体应用，架孔可以是任何适当的数量。

在示例性实施例中，凹入末端壁部54包括从其延伸通过与内部冷却回路40流动连通的多个末端壁开口70。在示例性实施例中，如图2最佳示出的，末端壁开口70与末端架孔64呈交错关系布置。在本说明书中，“交错”指末端壁开口70可从末端架孔64轴向偏移。在另一示例性实施例中，末端壁开口70与末端架孔64呈对准关系布置。在本说明书中，“对准”指末端壁开口70基本上轴向对准。在另一示例性实施例中，末端壁开口70独立于末端架孔64布置。在另一实施例中，末端壁开口70与末端架孔64以预定相对关系布置以实现希望的冷却效果。

在示例性实施例中，末端壁开口70的数量可与末端架孔64的数量相同。在另一实施例中，末端壁开口70可多于末端架孔64。取决于具体应用及希望的冷却效果，在另一示例性实施例中，末端壁开口70可少于末端架孔64。示例性涡轮机叶片可包括以交错关系布置的1 8个末端架孔以及17个末端壁开口。

如图3所示，各个末端壁开口70与中心线72关联。在示例性实施例中，各个中心线72均以相对于大致径向延伸线呈一定角度以锐角A定向。在示例性实施例中，角度A处于约15至约30度之间。在示例性实施例中，各个中心线72均大致以相同角度A倾斜。在另一示例性实施例中，取决于具体应用，各个中心线均可大致以与任何其他中心线相同或不同地倾斜。

在示例性实施例中，如示出的布置末端壁开口使得末端壁开口70的出口76大致布置成单排。在另一示例性实施例中，可将出口76布置为多于一排。

在示例性实施例中，出口76可大致为具有径向延伸主轴的椭圆形。如图3所示，末端壁开口70的尺寸及位置有利于沿凹入末端壁部54的外侧边92形成如箭头D表示的涡流以改进冷却。

在示例性实施例中，末端壁52包括大致平坦顶部82。在运转期间，顶部82可能摩擦定子罩14。在示例性实施例中，末端壁开口70径向布置在距离顶部82约20-30密耳(0.51-0.76mm)处。在示例性实施例中，因为末端壁开口70延伸通过凹入末端壁部54，且并未通过末端壁的顶部82，故末端壁开口70不会因叶片末端摩擦定子罩1 4而被堵塞。

如图3的剖视图所示，在示例性实施例中，至少在凹入末端壁部54中的末端壁52沿其长度从处于基体86的最大壁厚渐缩为远离基体86径向设置的最小壁厚。在示例性实施例中，最小壁厚处于凹入末端壁部54的径向最外侧区域88。在另一示例性实施例中，远离径向最外侧区域88径向地设置最小壁厚。渐缩程度至少部分地为凹入末端壁部54的外侧边92上的第一半径90以及凹入末端壁部54的内侧边96上的第二半径94的函数。至少凹入末端壁部54的渐缩提高了围绕末端壁开口70的区域的结构完整性。此外，通过影响末端区域中的热气体流动，渐缩提供了改进的末端冷却，并提供了从较冷基体至较热末端的改进的传导性。

用于冷却末端24的示例性方法包括从压缩机接收进入内部冷却回路40的冷却空气42。冷却空气42从内部冷却回路导引通过至少一个末端架孔64。在示例性实施例中，末端架60包括多个末端架孔64，通过其导引冷却空气。来自内部冷却回路40的冷却空气还被导引通过延伸通过凹入末端壁部54的至少一个末端壁开口70。在示例性实施例中，末端壁的凹入部包括通过其导引冷却空气的多个末端壁开口70。

在示例性实施例中，布置至少一个末端架孔64以及至少一个末端壁开口70，使得在导引通过至少一个末端架孔的冷却空气与热燃烧气流相遇并混合的下游位置，导引通过末端壁开口的冷却空气与热燃烧气流相遇并混合。

在示例性实施例中，设置了用于冷却涡轮机叶片16的系统。示例性系统包括翼面22内的内部冷却回路40，其从压缩机(未示出)接收冷却空气42。示例性系统还包括至少一个末端架孔64，其延伸通过末端架60以向来自燃烧器(未示出)的燃烧气流导引冷却空气。示例性系统还包括至少一个末端壁开口70，用于向位于导引通过至少一个末端架孔与燃烧气体相遇并混合的下游处的燃烧气流导引冷却空气。

各个末端架孔64均延伸通过形成在翼面22的外壁3 1的凹入末端壁部54与压力侧32之间的末端架60。各个末端壁开口70均延伸通过与末端架60径向分隔的凹入末端壁部54。

在示例性冷却系统中，末端架孔64及末端壁开口70与各种其他冷却孔配合以改进叶片16的使用寿命。参考图1-2，在示例性实施例中，外壁31通过使冷却空气沿外壁31流动通过前边缘喷头冷却孔102及冷却孔104而被气膜冷却。可以接近末端架60通过第一(压力)侧32设置一个或更多冷却孔106。在示例性实施例中，多个分隔末端盖供应孔108大致径向延伸通过末端盖50与冷却回路40流动连通以冷却末端壁52的末端24及内侧边96。

因此，这里揭示的涡轮机叶片、冷却系统及方法通过减小叶片末端损坏从而提供了改进的性能及其他希望的效果。

说明书使用了示例揭示了包括最佳实施例的本发明，并使得本领域技术人员能够实现并利用本发明。本发明的保护范围由权利要求界定，并可包括本领域技术人员可实现的其他示例。尽管这些其他示例具有不同于权利要求字面含义的结构元件，或其包括与权利要求的字面含义无实质差异的等同结构元件，这些其他示例也意在被包含在权利要求的范围内。

元件列表

涡轮机转子叶片级10

定子罩14

转子叶片16

燃烧气体20

翼面22

末端24

根部26

燕尾榫28

平台30

外壁31

第一(压力)侧32

第二(抽吸)侧34

前边缘36

后边缘38

冷却回路40

冷却空气42

末端盖50

末端壁52

凹入部54

末端架60

末端架孔64

接合部66

末端壁开口70

中心轴线72

出口76

平坦顶部82

基体86

径向最外侧区域88

第一半径(外侧边)90

外侧边92

第二半径(内侧边)94

内侧边96

冷却孔102

冷却孔104

冷却孔106

末端盖供应孔108

C：末端间隙

角度A：中心线的倾斜锐角

箭头D：涡流示意

距离E：末端壁开口距离平坦顶部的径向距离

Claims (10)

1.一种涡轮机叶片（16），包括：

翼面（22），其包括从根部（26）径向向外延伸的外壁（31），所述外壁包括从所述翼面的前边缘（36）横向延伸至后边缘（38）的压力侧及抽吸侧（32，34）；

末端盖（50），其在所述压力侧与抽吸侧之间以及所述前边缘与后边缘之间延伸，

末端壁（52），其从所述末端盖向外延伸，其中所述末端壁包括从所述外壁的所述压力侧向内凹入的凹入末端壁部（54），从而在所述外壁与所述凹入部之间形成末端架（60），

内部冷却回路（40），其在所述翼面内延伸，并部分地由所述末端盖界定，

至少一个末端架孔（64），其延伸通过所述末端架与所述内部冷却回路流动连通，以及

至少一个末端壁开口（70），其在所述末端架的径向外侧延伸通过所述凹入末端壁部且并未通过末端壁的顶部，以与所述内部冷却回路流动连通；

其中所述至少一个末端壁开口的中心线（72）相对于压力侧的径向延伸线以锐角定向。

2.如权利要求1所述的涡轮机叶片，包括多个末端壁开口（70），其在所述末端架的径向外侧延伸通过所述凹入末端壁部以与所述内部冷却回路流动连通。

3.如权利要求1所述的涡轮机叶片，其中所述凹入末端壁部从位于其基体（86）处的最大壁厚渐缩至远离所述基体径向布置的位置处的最小壁厚。

4.如权利要求3所述的涡轮机叶片，其中渐缩程度至少部分地为所述凹入末端壁部的外侧边上的第一半径和与所述凹入末端壁部的内侧边上的第二半径的函数。

5.根据权利要求2所述的涡轮机叶片，其中所述凹入末端壁部从位于其基体处的最大壁厚渐缩至远离所述基体径向布置的最小壁厚。

6.如权利要求2所述的涡轮机叶片，包括延伸通过所述末端架与所述内部冷却回路流动连通的多个末端架孔，并且其中所述多个末端壁开口中的每一者均与所述多个末端架开口中的每一者大致以交错关系布置。

7.根据权利要求2所述的涡轮机叶片，其中每个末端架孔具有约0.36至0.46mm范围内的直径。

8.一种冷却如权利要求1所述的涡轮机叶片的方法，包括：

a)将冷却空气从翼面的内部冷却回路（40）导引通过至少一个末端架孔，该末端架孔延伸通过形成在末端壁（52）的凹入末端壁部（54）与翼面外壁（31）之间的末端架（60），该凹入末端壁部从所述翼面外壁的压力侧（32）向内凹入；并且

b)将冷却空气从所述内部冷却回路导引通过延伸通过所述凹入末端壁部的至少一个末端壁开口（70）；

其中，导引通过所述至少一个末端壁开口的所述冷却空气在导引通过所述至少一个末端架孔的冷却空气与热燃烧气体流相遇并在混合位置的下游与热燃烧气体（20）流相遇并混合；

c)在所述热燃烧气体流中产生对流冷却涡流效应，其中至少一部分气流在来自所述至少一个末端架孔以及至少一个末端壁孔的冷却空气与所述热燃烧气体流相遇并混合之后在所述末端区域内被再循环。

9.如权利要求8所述的方法，还包括：

    d)将冷却空气从所述内部冷却回路导引通过延伸通过所述末端架的多个末端架孔；和

    e)将冷却空气从所述内部冷却回路导引通过延伸通过所述凹入末端壁部的多个末端壁开口。

10.如权利要求9所述的方法，其中在e）中，将冷却空气导引通过所述多个末端壁开口包括将冷却空气导引通过每个都具有相对于大致径向延伸线以锐角定向的中心线的末端壁开口。

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