CN101235728A - 冲击冷却的轮叶罩,合并其的涡轮机转子及冷却方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及冲击冷却的轮叶罩，合并其的涡轮机转子及冷却方法。局部定向的冲击冷却用于减少在尖端罩(120、220、420)的高度受应力区上的金属温度。

Description

冲击冷却的轮叶罩，合并其的涡轮机转子及冷却方法

技术领域

本发明涉及用于涡轮机，例如飞行器发动机、燃气涡轮机、蒸汽涡轮机等的叶片。更具体地，本发明涉及涡轮机叶片尖端罩的冷却。作为非限制性示例，本发明及其背景参考燃气涡轮机描述。

背景技术

燃气涡轮机典型地包括产生压缩空气的压缩机段。燃料与压缩空气的部分混合且在一个或更多燃烧器中燃烧，从而产生热的压缩气体。热压缩气体在涡轮机段中膨胀以产生旋转轴动力。涡轮机段典型地包括多个交替排的静止轮翼(喷嘴)和旋转叶片(轮叶)。每个旋转叶片具有翼片部分和根部分，它通过根部分附接到转子。

由于叶片被暴露在从燃烧器排出的热气体，要求冷却方法以获得有用的设计寿命周期。传统地，叶片冷却通过从压缩机吸取压缩空气的部分且将它引导到涡轮机段，从而旁通燃烧器实现。在引导到涡轮机段中之后，该冷却空气流动通过形成在叶片的翼片部分中的通道。通常，提供径向通道，其将冷却空气在叶片尖端处径向向外地排出。

在许多旋转翼片上，整体尖端罩用于叶片的径向外部端上，以生成热气体必须通过其的通道的外部表面。具有罩作为翼片的部件导致发动机性能的提高。因此，希望整个外部表面被尖端罩覆盖。然而，由于通过旋转速度施加的机械力，在旋转翼片上的整体罩是高度受应力的部件。高温环境联合高应力使得设计在遍及叶片的剩余部分的整个有用寿命有效地运行的罩成为挑战。解决该挑战的两种方法是减少应力和/或减少温度。

用于减少应力的通用方法是移除悬置罩的部分(使罩成扇形)，从而减少施加的载荷。然而，减少尖端罩覆盖范围导致对发动机性能的损害。此外或在替换方法中，在叶片尖端处排出的冷却空气流过罩的径向向外面向的表面，从而提供膜冷却措施。

发明内容

本发明提出通过采用局部定向的冲击冷却更有效地冷却叶片尖端罩，以减少尖端罩的高度受应力区，主要但不限于在翼片和尖端罩之间的圆角处的金属温度。本发明进一步提供使用这样的冲击冷却来冷却尖端罩的方法。

因而本发明可以实施在涡轮机叶片中，包括：用于将所述叶片固定到涡轮机转子的根部分；从所述根纵向延伸的翼片部分；延伸通过所述翼片的至少一个翼片冷却通道，所述翼片冷却通道具有用于接收冷却流体流的进口；从所述翼片向外突出且具有径向向内面向的表面和径向向外面向的表面的罩；限定至少一个离开孔以使冷却流体从所述翼片冷却通道离开的壁；与至少一个所述离开孔流动连通的至少一个罩冷却室，所述离开孔指向所述冷却室的目标壁表面，从而所述离开孔限定冲击孔以冲击冷却作为冲击区域的所述目标壁表面；和至少一个出口孔隙，以使用尽的冲击冷却流体流出所述冷却室。

本发明也可以实施在具有一排涡轮机叶片的涡轮机转子中，所述涡轮机叶片的至少一个包括：用于将所述叶片固定到涡轮机转子的根部分；从所述根纵向延伸的翼片部分；延伸通过所述翼片的至少一个翼片冷却通道，所述翼片冷却通道具有用于接收冷却流体流的进口；从所述翼片向外突出且具有径向向内面向的表面的罩；限定至少一个离开孔以使冷却流体从所述翼片冷却通道离开的壁；与至少一个所述离开孔流动连通的至少一个罩冷却室，所述离开孔定向为将冷却流体向目标冲击区域引导，从而所述离开孔限定冲击孔以冲击冷却所述目标冲击区域；和至少一个出口开口，以使用尽的冲击冷却流体流出所述冷却室。

本发明可以进一步实施在冷却燃气涡轮机翼片的方法中，燃气涡轮机翼片具有在大致垂直于翼片的平面内延伸的相关的大致平面的罩，该方法包括：a)在所示翼片中提供至少一个翼片冷却通道；b)在所述罩内提供至少一个冷却室；c)将冷却空气从该至少一个翼片冷却通道通过至少一个冲击孔向该至少一个冷却室的壁表面引导；和d)将用尽的冲击冷却空气通过在冷却室中的至少一个出口开口引导。

附图说明

通过结合附图仔细研究以下更详细的本发明的当前优选实施例的描述，将更完全地理解和意识本发明的这些和其他目的和优势，其中：

图1是具有尖端罩的常规涡轮机叶片的示意性透视图；

图2是图示罩成扇形的常规尖端罩的示意性俯视图；

图3是本发明示例实施例的示意性截面图；

图4是本发明又一示例实施例的示意性截面图；

图5是根据第一示例实施例的图3结构的示意性俯视图；

图6是根据第二示例实施例的图3结构的示意性俯视图；

图7是本发明的进一步示例实施例的示意性俯视图；和

图8是沿图7的线8-8截取的截面图。

具体实施方式

在图1中示意性地图示了典型的叶片，冷却通道在叶片尖端离开以流动过尖端罩。如在此示意性地图示的，每个涡轮机叶片10包括翼片部分12和根部分14。翼片部分具有前缘和后缘。通常凹的压力表面和通常凸的吸力表面在翼片的相对侧上在前缘和后缘之间延伸。在所示示例中，叶片根14包括柄16和接合转子上相应的燕尾榫槽的燕尾榫18，以将叶片固定到转子。

如图1和2所示，罩20在翼片12的尖端处形成且从翼片向外延伸。因而罩具有径向向内和径向向外面向的表面且被暴露到流动通过涡轮机段的热压缩气体。每个罩具有支承表面22、24，它在其上接触相邻叶片的罩，从而限制叶片振动。此外，一个或更多隔板26典型地从罩径向向外延伸，以防止围绕相应的叶片排的热气体的泄漏。在一些常规的轮叶叶片结构中，多个冷却空气通道径向向外地延伸通过叶片到叶片尖端内。在其他常规的轮叶叶片结构中，蜿蜒的通道限定在翼片中。如图2中所示，径向冷却空气通道常规地终止于空气排出孔28处，其允许冷却空气在罩的径向向外表面处排出。尽管在图2中图示了九个孔28，可以采用更多或更少的通道。

迄今为止设计中采用的冷却方法本质上主要是对流，依靠通路流动在部件的内侧上提供冷却。冲击被广泛地用于叶片中在翼片的前缘处，通常较少地用于冷却翼片的凹和凸侧，且通常也较少地用于冷却后缘。本发明提出新的设计以冷却工业燃气涡轮机或飞行器发动机叶片的尖端罩。更具体地，采用局部定向的冲击冷却以减少在尖端罩的高度受应力区，主要是翼片和尖端罩之间的圆角中的金属温度。操作温度的这种减少提供有用部件寿命的增加或允许同样部件操作在更热的环境中而不损害有用寿命。

存在多种方法，通过该方法在尖端罩中生成冲击冷却。一个示例方法是形成通过叶片的整体部件的冲击孔。这些孔可以在部件中铸造或可以在铸件形成之后通过加工方法在部件中生成。图3和图4显示在整体冲击桥中目标为翼片到罩圆角的冲击的两个示例。图3描绘到罩的通常开口的冷却室142内的冲击，而图4描绘到以窄通路242形式的冷却室内的冲击，其在冲击区域下游提供非常好的通路流动热传递。然而，应当理解的是，可以提供其他冲击/流动构造。

参见图3的示意性截面图，在一个示例实施例中，采用在尖端罩120内侧的密封的或通常密封的室130作为冲击流动源，从翼片112连接到冷却空气。在一个示例实施例中，该内部室130被足够地密封，使得它可以被增压。因而，空气以常规的方式被吸入到叶片中，例如燕尾榫或柄区域附近，流动通过柄且到翼片112内并沿翼片112流向尖端罩120。

在图3所示的示例中，空气从翼片流动到尖端罩内侧的增压室130内。空气然而从增加室被推动通过至少一个冲击孔132，其对准尖端罩120内侧的希望的位置，冲击区域134。图3描绘尖端罩冲击冷却的一个实施例，其中翼片到罩圆角134是目标冲击区域。然而，冲击孔可以指向在其他尖端罩位置处的冲击区域。可以理解，与通路流动相比，冲击为局部区提供热传递的较好形式。图3实施例进一步在冷却室142，例如圆角区域内提供湍流器，以进一步提高冷却流体的热传递。在一个示例实施例中，为了增压该增压区130，冲击孔的总体截面面积小于翼片冷却剂通道。尽管这提供较好的冲击热传递，但它不是要求的。冲击孔面积可以大于翼片冷却剂通道面积且冲击还起作用，虽然以减少的性能。

冲击后的空气从冲击区域134流动通过冷却室142到一个或更多离开孔隙，例如离开孔隙136、138，且流动到主气流内。冷却空气也可以直接从室130在140处离开。尽管至少一个增压区130图示在图3实施例中，应当理解的是，可以让翼片冷却剂通道充当该增压区。冲击孔然后源自翼片冷却剂通道且将冷却剂向外部室引导。

现在参见图4的示意性截面图，在另一示例实施例中，采用在尖端罩220内侧密封的或通常密封的室230，从而冲击冷却通过冲击孔232被引导到冲击区域234上，其可以大于图3实施例的区域。此外，冲击冷却后的空气被引通通过冷却室或通道242，其在冲击区域234下游提供非常好的通路流动热传递。耗尽的冷却空气然后流动到一个或更多离开孔隙，例如离开孔隙236，且流动到主气流内。冷却空气也可以直接从室230在240处离开。更进一步，在上述任何实施例中，冲击冷却后的空气也通过经由膜孔在其上冲击的表面离开。因而，在冲击之后，空气不需要流动通过冷却室。

图3中所示的结构的两个可能俯视图在图5和6中示意性图示。在图5中，冲击射流132流动到连接的冷却室142内。图6图示第二可能的实施例，其中相邻的室342不被连接。可以理解，可以采用任何数量的室142、242、342和冲击孔132、232，且室如认为是必要或希望的可以是隔离的或可以是连接的，例如以在冲击区域下游提供通路流动。

在尖端罩中生成冲击冷却的另一方法在图7和8中示意性地图示。在该示例实施例中，非整体的冲击板444、446、448、450被结合到尖端罩420。这些板可以具有任何数量和模式的孔，以用作冲击孔432。在这点上，孔在冲击板444、446、448、450中可以根据希望布置，以提供最优的冷却设计。如在图3和4的实施例中，室430形成在尖端罩420内且具有通过翼片412供应到它的冷却空气。在图7和8的实施例中，该室用作冲击空气源，冲击空气然后流动通过冲击板444、446、448、450以在希望的冲击区域434处冲击冷却。在所示的示例实施例中，增压的室430包括与翼片冷却通道直接流动连通的主增压区和在冲击板上方的辅助增压区。冲击后的空气流动通过罩到一个或更多离开孔隙(未显示)。在图7和8中所示实施例中，盖板452结合到叶片，以生成罩的顶部，允许分开制作的冲击板被安放在罩内侧。然而，应当理解的是，其他整体的和非整体的冲击设计可以提供为本发明的进一步替代实施例。因而，尽管在图7和8中所示的实施例提供两个增压区，可以使用具有一个或没有增压区的冲击板。作为替换，具有冲击孔的整体壁(如图3和4所示)可以用非整体冲击板替换。

尽管本发明已经结合当前认为是最可行的和优选的实施例描述，应当理解的是，本发明并不限于所披露的实施例，但相反，意欲覆盖包括在所附权利要求书的精神和范围内的不同修改和等价布置。例如，尽管已经特别参考尖端罩的冷却，在此所披露的技术可以用于不位于叶片尖端处的罩。在这点上，一些叶片具有将它连接到它的相邻叶片的大约翼片的中间长度的罩，且上文所述的冲击冷却可以被包含在其中。

零件列表

涡轮机叶片10

翼片部分12

根部分14

柄16

燕尾榫18

罩20

支承表面22、24

隔板26

空气排出孔28

翼片112

尖端罩120

室130

冲击孔132

冲击区域/罩圆角134

离开孔隙136、138

冷却空气离开140

冷却室142

尖端罩220

室230

冲击孔232

冲击区域234

离开孔隙236

冷却空气离开240

冷却室或通道242

室342

翼片412

尖端罩420

室430

冲击孔432

冲击区域434

冲击板444、446、448、450

盖板452

Claims (10)

1.一种涡轮机叶片，包括：

用于将所述叶片固定到涡轮机转子的根部分(14)；

从所述根纵向延伸的翼片部分(12、212、412)；

延伸通过所述翼片的至少一个翼片冷却通道，所述翼片冷却通道具有用于接收冷却流体流的进口；

从所述翼片向外突出且具有径向向内面向的表面和径向向外面向的表面的罩(20、120、220、420)；

限定至少一个离开孔的壁，以使冷却流体从所述翼片冷却通道离开；

与至少一个所述离开孔流动连通的至少一个罩冷却室(130、142、230、242、342、430)，所述离开孔指向所述冷却室的目标壁表面，从而所述离开孔限定冲击孔(132、232、432)以冲击冷却作为冲击区域的所述目标壁表面(134、234、434)；和

至少一个出口孔隙(140、236、240)，以使用尽的冲击冷却流体流出所述冷却室。

2.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，包括与所述翼片冷却通道流动连通的至少一个增压区(130、230、430)，从而从其接收冷却流体，且其中所述壁是所述增压区的壁。

3.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中所述目标壁表面包括在翼片和罩之间的圆角的内部壁表面(134、234)。

4.根据权利要求1所述的涡轮机叶片，其中所述罩具有支承表面(22、24)，以接合相邻叶片的罩。

5.根据权利要求4所述的涡轮机叶片，其中至少一个所述出口孔隙(136、236)邻近所述支承表面布置。

6.根据权利要求2所述的涡轮机叶片，其中所述增压区包括主增压区和辅助增压区，且其中所述辅助增压区通过冲击板与所述冷却室流动连通，冲击板具有通过其限定的多个冲击孔。(图8)

7.一种具有一排涡轮机叶片的涡轮机转子，所述涡轮机叶片的至少一个包括根据权利要求1所述的涡轮机叶片。

8.一种冷却燃气涡轮机翼片的方法，该燃气涡轮机翼片具有在大致垂直于翼片的平面内延伸的相关的大致平面的罩，该方法包括：

a)在所述翼片中提供至少一个翼片冷却通道；

b)在所述罩内提供至少一个冷却室(130、142、230、242、342、430)；

c)将冷却空气从该至少一个翼片冷却通道通过至少一个冲击孔(132、232、432)向该至少一个冷却室的壁表面引导；以及

d)将用尽的冲击冷却空气通过在冷却室中的至少一个出口开口(136、138、140、236、240)引导。

9.根据权利要求8所述的方法，其中步骤d)通过在所述罩内提供在该罩的周边边缘(136、236)处开口的至少一个冷却空气排气孔实现。

10.根据权利要求8所述的方法，其中在罩内提供至少一个增压区(130、230、430)，冷却空气从所述至少一个翼片冷却通道供应到所述至少一个增压区，且所述冲击孔限定在所述至少一个增压区的壁中。

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