CN101994525B - 涡轮机端壁冷却布置 - Google Patents

涡轮机端壁冷却布置 Download PDF

Info

Publication number
CN101994525B
CN101994525B CN201010260539.2A CN201010260539A CN101994525B CN 101994525 B CN101994525 B CN 101994525B CN 201010260539 A CN201010260539 A CN 201010260539A CN 101994525 B CN101994525 B CN 101994525B
Authority
CN
China
Prior art keywords
end wall
airfoil
coolant
passage
wall surface
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Expired - Fee Related
Application number
CN201010260539.2A
Other languages
English (en)
Other versions
CN101994525A (zh
Inventor
J·J·布特基维奇
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.)
General Electric Co
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN101994525A publication Critical patent/CN101994525A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN101994525B publication Critical patent/CN101994525B/zh
Expired - Fee Related legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • 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
    • 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
    • F01D5/186—Film cooling
    • 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
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y10—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC
    • Y10T—TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER US CLASSIFICATION
    • Y10T29/00—Metal working
    • Y10T29/49—Method of mechanical manufacture
    • Y10T29/49316—Impeller making
    • Y10T29/49336—Blade making
    • Y10T29/49339—Hollow blade
    • Y10T29/49341—Hollow blade with cooling passage

Landscapes

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

Abstract

本发明涉及一种涡轮机端壁冷却布置。提供了一种翼型件(30)，且该翼型件(30)包括相对的吸力面(33)和压力面(34)，吸力面(33)和压力面(34)可在相应的径向端部(31)之间延伸，从而在前缘(35)和后缘(36)处会合，以限定翼型件内部(37)。压力面(34)形成为进一步限定了通道(50)，可通过通道(50)将冷却剂从翼型件内部(37)中输送出来。

Description

涡轮机端壁冷却布置
技术领域
本文公开的主题涉及涡轮机端壁。
背景技术
在燃气涡轮机中，由于高温和大的温度梯度，可发生涡轮机端壁损坏。涡轮机端壁可位于定子或转子处，以及可位于涡轮机的内径或外径处，且涡轮机端壁一般定向成使得涡轮机翼型件沿径向延伸远离端壁表面。
在现场中经历的端壁损坏的类型包括但不限于端壁构件的氧化、散裂、破裂、弯曲和脱离。因此，已经尝试了各种方法来解决这个问题。大体上，这些方法采用了针对端壁表面的冷却加强、端壁内的对流冷却通道的建立和/或提供了具有低动量流的局部薄膜冷却的构件的添加。
发明内容
根据本发明的一方面，提供了一种翼型件，且该翼型件包括翼型件主体，翼型件主体具有可在径向端部之间延伸的压力面和限定在其中的翼型件内部中的流体路径。压力面形成为进一步限定了通道，可通过该通道沿周向方向远离压力面将冷却剂从翼型件内部中的流体路径输送出来。
根据本发明的另一方面，提供了一种涡轮机，且该涡轮机包括端壁，该端壁包括表面和可固定到该表面上的多个翼型件，表面的部分设置在相邻翼型件的端部之间，各个翼型件包括具有压力面和限定在其中的翼型件内部中的流体路径的翼型件主体，压力面形成为限定了通道，可通过该通道将冷却剂从翼型件内部中的流体路径输送朝向表面部分中的一个。
根据本发明的又一方面，提供了一种形成涡轮机的方法，且该方法包括：制造多个翼型件，该多个翼型件中的各个具有压力面和限定在其中的翼型件内部中的流体路径；将该多个翼型件固定到端壁上，该端壁包括可设置在翼型件的相邻径向端部之间的表面部分；以及限定通过翼型件的压力面的通道，可通过该通道将冷却剂从翼型件内部中的流体路径输送朝向端壁的表面部分中的一个。
根据结合附图得到的以下描述，这些和其它优点和特征将变得更加显而易见。
附图说明
在说明书结论部分处的权利要求书中特别指出和明确要求保护被视为本发明的主题。根据结合附图得到的以下详细描述，本发明的前述和其它特征和优点显而易见，在附图中：
图1是涡轮机翼型件和端壁的透视图；
图2是离开图1的涡轮机翼型件的冷却剂流的径向视图；
图3是图2的冷却剂流的轴向视图；以及
图4是涡轮机翼型件和端壁的透视图。
作为实例，参照附图，详细描述阐述了本发明的实施例以及优点和特征。
部件列表：
10涡轮机
20平台
21表面
25表面部分
30翼型件
31端部
33吸力面
34压力面
35前缘
36后缘
37内部
40冷却回路
50通道
DP周向方向
DD下游方向
60流动线路
70圆角
71内侧端部
具体实施方式
参照图1，提供了涡轮机10。涡轮机10的一个区段包括端壁20和多个翼型件30。端壁20包括表面21，各个翼型件30可固定到表面21上，其中表面21的部分25设置在相邻翼型件30对的端部31之间。各个翼型件30包括相对的吸力面33和压力面34，吸力面33和压力面34在相应的前缘35和后缘36处会合，以限定在翼型件内部37中具有流体路径38的翼型件30形状，冷却回路40可通过翼型件内部37而延伸。如众所周知的那样，吸力面33一般是凸的，而压力面34一般是凹的。另外，压力面34形成为限定了通道50，或者在一些实施例中，限定了一组通道50，可通过通道50将冷却剂朝向表面部分25中的一个输送。根据各实施例，冷却剂可为能够从例如流体路径38、冷却回路40和/或翼型件30的另一结构中输送出来的。
将理解的是，表面部分25可限定为表面21的区域，由于可在涡轮机10的操作期间出现的热气朝向端壁20的移动，该区域倾向于被相对高度地加热。就此而言，表面部分25大体设置在相邻的翼型件30对的端部31之间，以及设置在下游位置处。
各个通道50定位和定向成使得冷却剂(包括例如来自冷却回路40的冷却空气)从通道50中排出，且被夹带在通道横流中。因此冷却剂覆盖表面部分25，且起使表面部分25与热气的移动分离开的屏障的作用，并且因此降低了表面部分25处的温度。而且，在通道50从翼型件30的主区段内起设置的情况下，冷却剂从可直接通向冷却回路38或40的翼型件30的位置中、且在比较低的应力水平的区域处排出。另外，由于冷却剂在叶片排喉部的上游的轴向位置处排出，所以可行的是可从冷却流中提取相对有用的功。
仍然参照图1，通道50大体限定在压力面34中，与后缘36相比，更加靠近翼型件30的前缘35。这样，具有周向动量的、离开通道50的冷却剂向下游流动，且仍然能够覆盖表面部分25。可在图2和3中看到这一点，在图2和3中，冷却剂流由流动线路60描述，流动线路60分别沿周向方向DP和下游方向DD从它们对应的通道50中出现。
根据本发明的各实施例，且参照图1和4，可将翼型件30和端壁20提供为涡轮机10的转子或定子的构件，且可在涡轮机10的内径或外径处提供翼型件30和端壁20。当在涡轮机10的转子处和/或内径处提供端壁20时，表面21沿径向面向外部。这里，通道50定位在翼型件圆角70的外侧，翼型件圆角70设置在翼型件30的径向内侧端部31处。虽然不需要，但是这种情况下的通道50还是定位成距径向内侧端部31少于翼型件30的径向长度的约25％或50％(在一些情况下)。另一方面，如图4所示，当在涡轮机10的外径处提供端壁20时，端壁20的表面21沿径向面向内部，其中通道50定位成与上述描述相反。
如图1所示，压力面34可形成为限定了多个通道50。在这种情况下，该多个通道50可例如从前缘35起沿下游方向排列。在这种构造的情况下，输送到表面21的冷却剂可在表面21的更大的表面区域之上流过。可在图2和3中看到这一点，在图2和3中，流动线路60在表面部分25以及在翼型件30的下游的表面21的部分之上流过。理解的是该多个通道50可布置成各种形式，例如沿径向方向延伸的排列，或者沿径向方向和下游方向两者延伸的排列。
通道50基本为管状形状，且从在翼型件30的内部37中的流体路径38延伸到压力面34。在一些情况下，通道50从冷却回路40延伸到压力面34。虽然其可形成为压力面的挖空区域，但是通道50的壁也可设有另外的构件，以提高、降低或以别的方式修改冷却剂的流动特性。另外，为了确保从冷却回路40中移除足够的但不过量的冷却剂量，理解的是通道50可具有阻碍和/或有利于冷却剂流动的不规则的截面形状。
通道50可应用于新的叶片或导叶设计，或者通道50可用作用于现有构件的修复选择。因而，提供了一种形成涡轮机10的方法，且该方法包括：制造多个翼型件30，该多个翼型件30中的各个具有压力面34和限定在其中的翼型件内部37中的流体路径，冷却回路40可为能够通过该翼型件内部37而延伸的。该方法进一步包括将该多个翼型件30固定到端壁20上，其中，端壁20包括表面21和表面部分25，表面部分25可设置在相邻的翼型件30对的端部之间。通道50或一组通道50通过压力面34限定。通道50允许冷却剂可从例如流体路径38和/或冷却回路40输送出来且朝向表面部分25中的一个输送。
根据本发明的实施例，通道50可与翼型件30一起加工或铸造。在采用加工的情况下，该方法可进一步包括标识表面部分25中的一个的可相对高度地加热的区段，以及将通道50加工成使得可朝向经标识的可相对高度地加热的区段输送冷却剂。这样，提高冷却剂流的冷却好处就是可行的。
虽然已经结合仅有限数量的实施例来对本发明进行了详细描述，但是应当容易地理解，本发明不限于这种公开的实施例。相反，可修改本发明以结合此前未描述但与本发明的精神和范围相称的任何数量的变化、更改、替换或等效布置。另外，虽然已经描述了本发明的各实施例，但要理解的是本发明的各方面可包括所描述的实施例中的仅一些。因此，本发明不应视为受限于前述描述，而是仅由所附的权利要求书的范围限制。

Claims (8)

1.一种涡轮机(10)，包括：
包括端壁表面(21)的端壁(20)；以及
可固定到所述端壁表面(21)上的多个翼型件(30)，所述端壁表面的部分(25)设置在相邻翼型件(30)的端部(31)之间，多个圆角(70)对应设置在相应多个翼型件(30)固定到所述端壁表面(21)上的位置，所述翼型件(30)中的各个包括：
在相应的前缘(35)和后缘(36)处会合以限定翼型件内部(37)的多个流体路径的相对的吸力面(33)和压力面(34)，所述压力面(34)在由圆角(70)限定的径向位置处形成为限定了单列的多个通道(50)，所述圆角(70)径向插设在单列的多个通道(50)和端壁表面的部分(25)之间，所述单列的多个通道(50)与所述后缘(36)相比更接近所述前缘(35)；
所述单列的多个通道(50)包括多个通道(50)，其中每个通道(50)各自构造成将来自所述翼型件内部(37)的多个流体路径中对应一个流体路径的冷却剂朝向对应的端壁表面的部分(25)输送。
2.根据权利要求1所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述单列的多个通道(50)从所述前缘(35)起沿下游方向排列。
3.根据权利要求1所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述单列的多个通道(50)中每个基本均为管状形状。
4.根据权利要求1所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述单列的多个通道(50)中至少一个具有不规则的截面形状。
5.根据权利要求1所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述单列的多个通道(50)沿周向将冷却剂引导远离所述压力面(34)。
6.根据权利要求1所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述冷却剂由单列的多个通道(50)横流夹带。
7.根据权利要求1所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述冷却剂覆盖对应的所述端壁表面的部分(25)。
8.根据权利要求1所述的涡轮机(10)，其特征在于，所述冷却剂包括从可在所述翼型件(30)内延伸的冷却回路(40)供应的冷却空气。
CN201010260539.2A 2009-08-11 2010-08-11 涡轮机端壁冷却布置 Expired - Fee Related CN101994525B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US12/538923 2009-08-11
US12/538,923 US8727726B2 (en) 2009-08-11 2009-08-11 Turbine endwall cooling arrangement

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN101994525A CN101994525A (zh) 2011-03-30
CN101994525B true CN101994525B (zh) 2016-07-06

Family

ID=43448475

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201010260539.2A Expired - Fee Related CN101994525B (zh) 2009-08-11 2010-08-11 涡轮机端壁冷却布置

Country Status (5)

Country Link
US (1) US8727726B2 (zh)
JP (1) JP5856731B2 (zh)
CN (1) CN101994525B (zh)
CH (1) CH701617B1 (zh)
DE (1) DE102010036872A1 (zh)

Families Citing this family (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20110146075A1 (en) * 2009-12-18 2011-06-23 Brian Thomas Hazel Methods for making a turbine blade
US8845272B2 (en) * 2011-02-25 2014-09-30 General Electric Company Turbine shroud and a method for manufacturing the turbine shroud
US20130052035A1 (en) * 2011-08-24 2013-02-28 General Electric Company Axially cooled airfoil
US11118471B2 (en) 2013-11-18 2021-09-14 Raytheon Technologies Corporation Variable area vane endwall treatments
US10030524B2 (en) 2013-12-20 2018-07-24 Rolls-Royce Corporation Machined film holes
US9605548B2 (en) 2014-01-02 2017-03-28 Sofar Turbines Incorporated Nozzle endwall film cooling with airfoil cooling holes
US10370983B2 (en) 2017-07-28 2019-08-06 Rolls-Royce Corporation Endwall cooling system

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6174134B1 (en) * 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
US6341939B1 (en) * 2000-07-31 2002-01-29 General Electric Company Tandem cooling turbine blade
US6514037B1 (en) * 2001-09-26 2003-02-04 General Electric Company Method for reducing cooled turbine element stress and element made thereby

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP1008723B1 (de) 1998-12-10 2004-02-18 ALSTOM (Switzerland) Ltd Plattformkühlung in Turbomaschinen
US6435814B1 (en) * 2000-05-16 2002-08-20 General Electric Company Film cooling air pocket in a closed loop cooled airfoil
US6830432B1 (en) * 2003-06-24 2004-12-14 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling of combustion turbine airfoil fillets
US7600972B2 (en) 2003-10-31 2009-10-13 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine engine rotor assemblies
DE102004029696A1 (de) 2004-06-15 2006-01-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Plattformkühlanordnung für den Leitschaufelkranz einer Gasturbine
US7217096B2 (en) * 2004-12-13 2007-05-15 General Electric Company Fillet energized turbine stage
US7249933B2 (en) 2005-01-10 2007-07-31 General Electric Company Funnel fillet turbine stage
US7246992B2 (en) * 2005-01-28 2007-07-24 General Electric Company High efficiency fan cooling holes for turbine airfoil
US7300242B2 (en) * 2005-12-02 2007-11-27 Siemens Power Generation, Inc. Turbine airfoil with integral cooling system
US7841828B2 (en) 2006-10-05 2010-11-30 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with submerged endwall cooling channel
US8281604B2 (en) * 2007-12-17 2012-10-09 General Electric Company Divergent turbine nozzle
US8205458B2 (en) * 2007-12-31 2012-06-26 General Electric Company Duplex turbine nozzle
US8167557B2 (en) * 2008-08-07 2012-05-01 Honeywell International Inc. Gas turbine engine assemblies with vortex suppression and cooling film replenishment

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6174134B1 (en) * 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
US6341939B1 (en) * 2000-07-31 2002-01-29 General Electric Company Tandem cooling turbine blade
US6514037B1 (en) * 2001-09-26 2003-02-04 General Electric Company Method for reducing cooled turbine element stress and element made thereby

Also Published As

Publication number Publication date
JP2011038515A (ja) 2011-02-24
JP5856731B2 (ja) 2016-02-10
CN101994525A (zh) 2011-03-30
US20110038708A1 (en) 2011-02-17
DE102010036872A1 (de) 2011-02-17
CH701617A2 (de) 2011-02-15
US8727726B2 (en) 2014-05-20
CH701617B1 (de) 2014-12-15

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN101994525B (zh) 涡轮机端壁冷却布置
EP2558686B1 (en) Blade or vane for a turbomachine
US9181807B2 (en) Blade member and rotary machine
JP4663479B2 (ja) ガスタービンロータブレード
US20160177751A1 (en) Blade and gas turbine provided with the same
EP1959097A2 (en) Impingement skin core cooling for gas turbine engine blade
US10934849B2 (en) Endwall contouring for a turbomachine
EP2489835B1 (en) Turbine blade
EP2597260A1 (en) Bucket assembly for turbine system
JP2016121682A (ja) 回転ガスタービンブレードおよびそのようなブレードを備えるガスタービン
CN114450466A (zh) 涡轮叶片
CN104884741B (zh) 用于涡轮机的叶片
JP2010169089A (ja) 冷却を改善したタービンのブレード又はベーン
US10119406B2 (en) Blade with stress-reducing bulbous projection at turn opening of coolant passages
CN105697067B (zh) 用于燃气涡轮的旋转叶片
US8956116B2 (en) Cooling of a gas turbine component designed as a rotor disk or turbine blade
US10221709B2 (en) Gas turbine vane
EP2597262B1 (en) Bucket assembly for turbine system
JP2011099438A (ja) 蒸気通路流れ剥離低減システム
EP2752554A1 (en) Blade for a turbomachine
IL272567B2 (en) Moving blade of a turbo machine
US20140069108A1 (en) Bucket assembly for turbomachine

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
C10 Entry into substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
C14 Grant of patent or utility model
GR01 Patent grant
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee
CF01 Termination of patent right due to non-payment of annual fee

Granted publication date: 20160706

Termination date: 20170811