CN102116177B - 涡轮发动机翼型件的内部腔中的热传递增强 - Google Patents

涡轮发动机翼型件的内部腔中的热传递增强 Download PDF

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Abstract

本发明涉及涡轮发动机翼型件的内部腔中的热传递增强。一种翼型件(10)包括：前缘(12)，后缘(14)，吸力侧和压力侧(18)；在翼型件内沿径向延伸的多个内部冷却腔(20,22,24)，该多个内部腔中的一个内部腔(24)沿着后缘(12)而延伸。后缘设有沿其而延伸的多个冷却剂出口孔(26)。多个旋涡发生器(32)形成于翼型件的压力侧和吸力侧中的至少一个的内表面上。该旋涡发生器(32)以沿径向隔开的关系布置在多个内部冷却腔中的一个内部冷却腔(24)中，基本平行于且接近该多个冷却剂出口孔(26)而延伸。

Description

涡轮发动机翼型件的内部腔中的热传递增强
技术领域
本发明涉及燃气轮机翼型件，并且更具体而言，涉及在翼型件的内部腔内的热传递的增强。
背景技术
燃气轮机构件以升高的温度运行，从而需要主动冷却，以便保护构件不受苛刻的环境的影响。传统上，燃气轮机发动机构件由压缩空气冷却，或者在一些情况下由可从联合蒸汽/燃气循环中获得的蒸汽冷却。但是，出于冷却的目的而使用压缩空气是以降低的发动机性能和效率为代价的。因此，仍然有确定减少冷却剂流、同时将构件温度保持在严格的要求内的方式的挑战。
传统上，通过对流冷却和隔热涂层来将燃气轮机构件的温度保持在要求内。应用了若干种技术来增强冷却剂和内部金属表面之间的对流热传递。在它们之中，广泛地使用了针式翅片组和湍流器。在这点上，已知随着边界层的高度发展和增长，热传递会减少。针式翅片组和湍流器在边界层中产生允许边界层重新开始的中断。因为边界层高度在重新开始时大大地降低，热传递相对于重新开始之前的热传递会增加。通过添加若干个针式翅片组或湍流器，与平滑的表面相比，总的热传递增加。这种热传递增加装置在专利文献中被充分地描述。例如，美国专利6,464,462描述了在轮叶的后缘上使用分流器肋来增加热传递。美国专利No.6,406,254描述了在喷嘴的后缘上使用湍流器，而美国专利No.5,609,466描述了在喷嘴的后缘上使用针式翅片组。
在涡轮发动机翼型件内且尤其是在翼型件的受限的、难以接近的区域(例如内部后缘腔)中，仍然存在对于更有效的热传递增强机构的需求。
发明内容
在一个示例性但非限制性实施例中，提供了一种涡轮发动机翼型件，包括：前缘，后缘，吸力侧和压力侧；在翼型件内沿径向延伸的多个内部冷却腔，该多个内部腔中的一个沿着后缘而延伸，后缘设有沿其而延伸的多个冷却剂出口孔；以及形成于翼型件的压力侧和吸力侧中的至少一个的内表面上的多个旋涡发生器，该多个旋涡发生器以沿径向隔开的关系布置在该多个内部冷却腔中的一个中，基本平行于且接近该多个冷却剂出口孔而延伸。
在另一方面，提供了一种涡轮发动机翼型件，包括：前缘，后缘，吸力侧和压力侧；翼型件内的内部冷却腔；以及在内部冷却腔内形成于压力侧和所述吸力侧中的至少一个的内表面上的多个旋涡发生器，该多个旋涡发生器成形为以便放出沿顺时针或逆时针方向的至少一个冷却空气旋涡。
在又一方面，提供了一种翼型件，包括前缘，后缘，吸力侧和压力侧；翼型件内的内部冷却腔；以及在内部冷却腔内形成于压力侧和吸力侧中的至少一个的内表面上的多个旋涡发生器，该多个旋涡发生器布置成至少一个沿径向延伸的排且成形为以便放出沿顺时针或逆时针方向的至少一个冷却流体旋涡；该多个旋涡发生器各自具有选自由全三角翼、半三角翼、肋小翼、肋小翼对和楔形组成的组的构造。
现在将结合下面标示的图来对本发明进行描述。
附图说明
图1是涡轮翼型件的截面图，示出了形成于其中的内部腔；
图2是结合了本发明的示例性但非限制性实施例的、图1所示的涡轮翼型件的后缘部分的放大细节；
图3是通过在暴露于冷却流的表面上使用旋涡发生器而产生的旋涡的示意图；
图4是根据另一个示例性但非限制性实施例的、可用于涡轮翼型件的腔的内表面上的一族旋涡发生器的简化示意图；
图5是根据又一个示例性但非限制性实施例的、可用于涡轮翼型件的腔的内表面上的另一族旋涡发生器的简化示意图；以及
图6是根据又一个示例性但非限制性实施例的、可用于涡轮翼型件的腔的内表面上的另一族旋涡发生器的简化示意图。
具体实施方式
最初参看图1，涡轮发动机翼型件10典型地包括前缘12、后缘14，以及分别在前缘和后缘之间延伸的凸的吸力表面16和凹的压力表面18。内部腔20、22和24形成于翼型件10中，主要是为了容许和控制冷却剂(典型地是空气，但有时是蒸汽或其它流体)通过翼型件的流动。在“打开”的冷却回路构造中，冷却空气通过后缘腔24和沿着后缘14定位(如在图2中最佳地看到的那样)的多个出口孔26离开翼型件10。
根据本发明的一个示例性但非限制性实施例，旋涡发生器可在后缘出口孔26附近或接近后缘出口孔26而位于翼型件10的面向内部的表面28，30中的一个或两者上，以增强后缘腔内的热传递。
在一个实例实施例中，多个旋涡发生器32可为“三角翼”的形式(在图2和3中示出)。在此实例中，“全”三角翼旋涡发生器32形成为包括向上倾斜的三角形入口斜坡表面34，一对向内倾斜的侧面36(在图3中可看到一个)在该三角形入口斜坡表面34的侧面，向内倾斜的侧面36会聚到后面的基本竖直的顶点38。旋涡发生器32布置在后缘腔24的内表面30上，例如，其中入口斜坡表面面向流动箭头40所描绘的冷却流。在图2中显示旋涡发生器成一排，平行于后缘14且接近出口孔26，并且在相对的或相向的内表面28、30两者上。如图3所示，各个旋涡发生器32在旋涡发生器后面产生一对反向旋转的旋涡42、44，从而防止边界层增长，并且因此增强后缘腔24内的热传递。
图4更充分地阐述了图3，示出了旋涡发生器32，图2和3的“全”三角翼构造的变型在该旋涡发生器32的侧面。在旋涡发生器32的左边(如在冷却剂流的方向上看到的那样)的是一对基本相同的“半”三角翼旋涡发生器46和48，它们各自主要包括旋涡发生器32的左半部，而在旋涡发生器32的右边的是另一对基本相同的“半”三角翼旋涡发生器50、52，它们主要包括旋涡发生器32的右半部(为了方便起见，在旋涡发生器32上显示了中心线，以示出“全”三角翼旋涡发生器如何分开来形成左“半”和右“半”三角翼旋涡发生器)。更具体而言，入口斜坡表面34分开来在相应的旋涡发生器46、48上形成相背向的直角三角形的入口斜坡表面54和56，从而使得各个旋涡发生器46、48的一侧基本是竖直的(在58处显示了一个竖直侧)，而剩余的各侧(在60处显示了一个)倾斜，并且会聚到相应的后顶点62、64。“半”旋涡发生器50、52基本上是“半”旋涡发生器46、48的镜像。在使用中，冷却空气将沿流动箭头66所指示的方向接近翼型件的后缘，并且将沿着各入口斜坡表面34、54和56(以及 “半”三角翼旋涡发生器50、52上的镜像入口斜坡表面)向上行进，并且下降，从而从“全”三角翼旋涡发生器32(见图3)放出一对旋涡，而从各个“半”三角翼旋涡发生器46、48、50和52放出单个旋涡。将理解，“半”三角翼旋涡发生器46、48会产生沿CCW放出的旋涡，而“半”三角翼旋涡发生器50、52会产生沿CW放出的旋涡。
将理解，图3和4所示的旋涡发生器还可旋转180o，使得顶点38、62、64等面向冷却流，而且它们将仍然基本如以上所述的那样放出旋涡。将进一步理解，取决于具体应用，旋涡发生器的模式和布置以及它们相应的角度、长度和高度可有所改变，以在旋涡发生和压力损耗之间实现期望的平衡。
图5示出了也可位于翼型件后缘(或者其它)腔内的、接近翼型件后缘的旋涡发生器的另外的示例性但非限制性实例。在此实例中，各个旋涡发生器由一个或两个肋或小翼68组成。各个肋或小翼68由包括基部70和一对边缘72、74的相对薄的直角三角形金属件限定。基部70可接合内部后缘腔表面30(图2)，基本竖直的边缘72(也称为旋涡发生器的前缘)面向流动箭头76所指示的冷却流，而成角度的边缘74沿下游方向向下倾斜直到其与基部70交会。一对肋小翼68可共同用来形成面向后的箭头形旋涡发生器80，肋小翼会聚到点或顶点82。在旋涡发生器80的(两侧中的)任一侧上，布置了单独的肋小翼68(如上所述)，该对肋小翼68相应地沿远离箭头形旋涡发生器80的相反方向成角度。在此实施例中，冷却空气将接近例如布置在涡轮翼型件后缘腔24的内表面30上的肋小翼的前缘72，撞击该前缘且在肋顶部边缘74上溢出，从而在肋小翼80的左侧放出沿CW方向的单个旋涡，以及在小翼80的右侧放出沿CCW方向的单个旋涡。溢出中心肋小翼80的冷却空气将放出沿CCW方向和CW方向两者的一对旋涡。
此处，再次，肋小翼68的角度、长度和高度可有所改变，以在旋涡发生和压力损耗之间实现期望的平衡。另外，肋小翼可从图5所示的定向旋转180 o，并且基本如所描述的那样放出旋涡。
图6示出了根据另一个示例性但非限制性的实施例的旋涡发生器构造。在此实例中，多个楔形旋涡发生器84沿着涡轮翼型件后缘腔表面30而布置。各个楔形旋涡发生器88大体类似于图3和4中的“全”三角翼旋涡发生器32，但是旋转了180度，并且形成有更小的细长形状。这里，钝的顶点边缘92面向冷却流，而向下渐缩侧94、96分叉到相对较宽的后边缘98，后边缘98形成上部的向下倾斜和分叉的顶部表面100的基部。在使用中，冷却空气将沿流动箭头102所指示的方向接近前缘或顶点边缘92，并且左右分开，从而形成反向旋转的旋涡。与三角翼旋涡发生器32的描述一致，旋涡发生器84也可分半，并且按需要布置成以便沿取决于旋涡发生器的定向的方向放出单个旋涡。如在之前的实施例中，楔形旋涡发生器的角度、长度和高度可有所改变，以在旋涡发生和压力损耗之间实现期望的平衡，且如以上结合其它实例所描述的那样，旋涡发生器84可旋转180o。
在所有情况下，放出的旋涡在边界层的边界和腔壁或表面之间交换流体，这又允许重新附连边界层且使边界层变薄。这种作用增强了旋涡发生器位于其中的腔或多个腔内的热传递。本文描述的旋涡发生器在减小边界层的高度上比针式翅片组和湍流器更有效，并且因此在增强热传递方面也更有效。此外，可通过例如已知的熔模铸造工艺将三角翼的肋型或楔型突起制造在翼型件后缘类型的难以到达的内部腔的表面上，以减少开发成本和制造时间。
但是，将理解，本文描述的旋涡发生器的使用不限于涡轮翼型件中的后缘腔，而是可用于各种各样的涡轮构件冷却应用中。另外，可在特定腔内的相对的表面中的一个或两者上采用旋涡发生器，成单排或多排或单个纵列或多个纵列。旋涡发生器可布置成彼此成对准、交错或随机关系，以及/或者与在腔内的相对或相向的表面上的旋涡发生器成对准、交错或随机的关系。
虽然结合目前被认为是最实用和优选的实施例的内容来描述了本发明，但是将理解，本发明不限于公开的实施例，而是相反，本发明意图覆盖包括在所附权利要求书的精神和范围内的各种修改和等效布置。

Claims (11)

1.一种翼型件，包括：
前缘，后缘，吸力侧和压力侧；
在所述翼型件内沿径向延伸的多个内部冷却腔，所述多个内部冷却腔中的一个内部冷却腔沿着所述后缘而延伸，所述后缘设有沿该后缘而延伸的多个冷却剂出口孔；以及
形成于所述翼型件的所述压力侧和吸力侧中的至少一个的内表面上的多个旋涡发生器，所述多个旋涡发生器以沿径向隔开的关系布置在所述多个内部冷却腔中的所述一个内部冷却腔中，基本平行于且接近所述多个冷却剂出口孔而延伸。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个旋涡发生器中的至少一些具有全三角翼构造。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述多个旋涡发生器中的至少一些旋涡发生器具有半三角翼构造。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个旋涡发生器包括分别形成于所述翼型件的所述压力侧和吸力侧两者的内表面上的第一组和第二组，各个组包括单排或多排旋涡发生器。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个旋涡发生器在所述内表面上布置成单个或多个纵列。
6.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件的所述压力侧上的所述第一组与所述翼型件的所述吸力侧上的所述第二组基本沿径向对准。
7.根据权利要求4所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件的所述压力侧上的所述第一组相对于所述翼型件的所述吸力侧上的所述第二组沿径向交错。
8.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，各个全三角翼构造包括向上倾斜的入口斜坡表面，在后顶点处会聚的一对向内成角度的侧面在所述向上倾斜的入口斜坡表面的侧面。
9.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，各个半三角翼构造包括向上倾斜的入口斜坡表面，在后顶点处会聚的向内倾斜的侧面和竖直侧面在所述向上倾斜的入口斜坡表面的侧面。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个旋涡发生器包括一个或多个三角形肋。
11.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个旋涡发生器中的各个包括一个或多个楔形构件。
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Families Citing this family (27)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US8757701B2 (en) * 2010-01-15 2014-06-24 Aeroserve Technologies, Ltd. Drag reduction device for transport vehicles having randomized irregular shaped edge vortex generating channels
US9249675B2 (en) 2011-08-30 2016-02-02 General Electric Company Pin-fin array
US9506351B2 (en) * 2012-04-27 2016-11-29 General Electric Company Durable turbine vane
US9995148B2 (en) 2012-10-04 2018-06-12 General Electric Company Method and apparatus for cooling gas turbine and rotor blades
US9850762B2 (en) 2013-03-13 2017-12-26 General Electric Company Dust mitigation for turbine blade tip turns
US20150003962A1 (en) * 2013-06-27 2015-01-01 Bruce L. Smith Apparatus for reducing a temperature gradient of mainstream fluid downstream of an airfoil in a gas turbine engine
JP6245740B2 (ja) * 2013-11-20 2017-12-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼
EP2886797B1 (en) * 2013-12-20 2018-11-28 Ansaldo Energia Switzerland AG A hollow cooled gas turbine rotor blade or guide vane, wherein the cooling cavities comprise pins interconnected with ribs
WO2015094531A1 (en) 2013-12-20 2015-06-25 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling cavity with vortex promoting features
DK3129720T3 (da) * 2014-04-07 2020-10-19 Prihoda Sro Luftkonditioneringsdiffusor til luftfordeling
US9476406B2 (en) * 2014-04-14 2016-10-25 Siemens Aktiengesellschaft Vortex generators aligned with trailing edge features on wind turbine blade
US10364684B2 (en) 2014-05-29 2019-07-30 General Electric Company Fastback vorticor pin
CA2949539A1 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Engine components with impingement cooling features
US9957816B2 (en) 2014-05-29 2018-05-01 General Electric Company Angled impingement insert
CA2950011C (en) 2014-05-29 2020-01-28 General Electric Company Fastback turbulator
US10422235B2 (en) 2014-05-29 2019-09-24 General Electric Company Angled impingement inserts with cooling features
US10233775B2 (en) 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine
US10280785B2 (en) 2014-10-31 2019-05-07 General Electric Company Shroud assembly for a turbine engine
US9777635B2 (en) * 2014-12-31 2017-10-03 General Electric Company Engine component
WO2017171764A1 (en) * 2016-03-31 2017-10-05 Siemens Aktiengesellschaft Turbine airfoil with internal cooling channels having flow splitter feature
US10655477B2 (en) * 2016-07-26 2020-05-19 General Electric Company Turbine components and method for forming turbine components
DE112017007180T5 (de) * 2017-04-07 2019-12-05 General Electric Company Kühlanordnung für eine turbinenanordnung
US10494948B2 (en) * 2017-05-09 2019-12-03 General Electric Company Impingement insert
CN106988790A (zh) * 2017-06-08 2017-07-28 哈尔滨工业大学 一种高温涡轮动叶顶部对转涡的冷却结构
US10458253B2 (en) 2018-01-08 2019-10-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine components having internal hybrid cooling cavities
CN108910019B (zh) * 2018-07-05 2020-03-31 中国空气动力研究与发展中心高速空气动力研究所 一种采用热双金属微锯齿结构的空气流动控制系统
CN114763748A (zh) * 2021-01-12 2022-07-19 上海交通大学 带有表面微型涡发生器的气膜冷却结构

Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5361828A (en) * 1993-02-17 1994-11-08 General Electric Company Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators
GB2377732A (en) * 2001-06-14 2003-01-22 Rolls Royce Plc Air cooled component
CN1670336A (zh) * 2004-03-16 2005-09-21 联合工艺公司 用于涡轮翼型件的微型回路冷却
US7637720B1 (en) * 2006-11-16 2009-12-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbulator for a turbine airfoil cooling passage

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4655419A (en) * 1984-12-31 1987-04-07 The Boeing Company Vortex generator
US4787442A (en) * 1987-12-04 1988-11-29 Carrier Corporation Delta wing and ramp wing enhanced plate fin
US5695321A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having variable configuration turbulators
US5681144A (en) * 1991-12-17 1997-10-28 General Electric Company Turbine blade having offset turbulators
US5695320A (en) * 1991-12-17 1997-12-09 General Electric Company Turbine blade having auxiliary turbulators
JP3040590B2 (ja) * 1992-05-11 2000-05-15 三菱重工業株式会社 ガスタービン翼
JP3192854B2 (ja) * 1993-12-28 2001-07-30 株式会社東芝 タービン冷却翼
EP0875665A3 (en) * 1994-11-10 1999-02-24 Westinghouse Electric Corporation Gas turbine vane with a cooled inner shroud
US5598990A (en) * 1994-12-15 1997-02-04 University Of Kansas Center For Research Inc. Supersonic vortex generator
US5797726A (en) * 1997-01-03 1998-08-25 General Electric Company Turbulator configuration for cooling passages or rotor blade in a gas turbine engine
DE69940948D1 (de) * 1999-01-25 2009-07-16 Gen Electric Interner Kühlkreislauf für eine Gasturbinenschaufel
US6174134B1 (en) * 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
US6200087B1 (en) * 1999-05-10 2001-03-13 General Electric Company Pressure compensated turbine nozzle
US6406254B1 (en) * 1999-05-10 2002-06-18 General Electric Company Cooling circuit for steam and air-cooled turbine nozzle stage
US6273682B1 (en) * 1999-08-23 2001-08-14 General Electric Company Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall
ATE355918T1 (de) * 1999-12-08 2007-03-15 Gen Electric Kern zur einstellung der wanddicke einer turbinenschaufel und verfahren
NL1014151C2 (nl) * 2000-01-21 2001-07-24 Inalfa Ind Bv Open-dakconstructie voor een voertuig.
US6777836B2 (en) * 2000-12-20 2004-08-17 General Electric Company Heat transfer enhancement at generator stator core space blocks
US6837465B2 (en) * 2003-01-03 2005-01-04 Orbital Research Inc Flow control device and method of controlling flow
TW200503608A (en) * 2003-07-15 2005-01-16 Ind Tech Res Inst Cooling plate having vortices generator
US6916150B2 (en) * 2003-11-26 2005-07-12 Siemens Westinghouse Power Corporation Cooling system for a tip of a turbine blade
US7094031B2 (en) * 2004-09-09 2006-08-22 General Electric Company Offset Coriolis turbulator blade
US7699583B2 (en) * 2006-07-21 2010-04-20 United Technologies Corporation Serpentine microcircuit vortex turbulatons for blade cooling
US8186942B2 (en) * 2007-12-14 2012-05-29 United Technologies Corporation Nacelle assembly with turbulators
CH700321A1 (de) * 2009-01-30 2010-07-30 Alstom Technology Ltd Gekühlte schaufel für eine gasturbine.

Patent Citations (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5361828A (en) * 1993-02-17 1994-11-08 General Electric Company Scaled heat transfer surface with protruding ramp surface turbulators
GB2377732A (en) * 2001-06-14 2003-01-22 Rolls Royce Plc Air cooled component
CN1670336A (zh) * 2004-03-16 2005-09-21 联合工艺公司 用于涡轮翼型件的微型回路冷却
US7637720B1 (en) * 2006-11-16 2009-12-29 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbulator for a turbine airfoil cooling passage

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