CN102242643A - 用于冷却翼型件的装置 - Google Patents

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Abstract

本发明提供了一种用于冷却翼型件(34)的装置。翼型件(34)包括上翼型件段(40)、下翼型件段(50)、至少一个冷却通道(80)和过渡段(60)。该至少一个冷却通道(80)至少部分地限定在下翼型件段(50)内。该至少一个冷却通道(80)配置成使冷却介质(90)流过其中，从而冷却翼型件(34)的至少一部分。过渡段(60)设置在上翼型件段(40)和下翼型件段(50)之间，并具有外表面(61)。外表面(61)限定了至少一个冷却孔(85)。该至少一个冷却孔(85)流体地连接在该至少一个冷却通道(80)上。通过该至少一个冷却孔(85)排出冷却介质(90)的至少一部分。

Description

用于冷却翼型件的装置
技术领域
本文公开的主题一般地涉及翼型件，更具体地说，涉及用于翼型件的冷却装置。
背景技术
燃气涡轮机系统广泛地应用于诸如发电等领域。传统的燃气涡轮机系统包括压缩机、燃烧器和涡轮。在燃气涡轮机系统的操作期间，系统中的各种构件会遇到高温流，其会造成构件失效。因为较高的温度流通常导致燃气涡轮机系统的性能、效率和功率输出的增加，所以必须冷却遇到高温流的构件，以容许燃气涡轮机系统在升高的温度下操作。
用于冷却各种燃气涡轮机系统构件的各种策略在本领域中是已知的。例如，可从压缩机传送冷却介质，并提供给各种构件。在系统的涡轮段中，可利用冷却介质冷却各种涡轮构件，包括处于涡轮机的热气道中的构件。
翼型件是必须冷却的热气道构件的一个示例。例如，涡轮轮叶和涡轮喷嘴都结合了翼型件，并且翼型件在燃气涡轮机系统的操作期间持续遇到高温流。如果翼型件不被冷却，则要么必须限制热气流的温度，从而降低燃气涡轮机系统的性能，或者翼型件可能处于受损和失效的风险下。
用于冷却翼型件的各种策略在本领域中是已知的。例如，一种现有技术策略是使冷却介质流过延伸穿过翼型件的长度的径向冷却通道。然后通过翼型件的末梢排出冷却介质。然而，许多翼型件(例如较后级的轮叶)太长，并且沿着翼型件的长度是弯曲的，从而防止了径向冷却通道延伸通过翼型件的长度。
因而，在不需要冷却通道延伸通过翼型件的整个长度的条件下容许利用径向冷却通道的用于翼型件的冷却装置在本领域中将是受欢迎的。此外，容许翼型件的径向冷却，并且容许冷却介质沿着翼型件的长度而从翼型件中排出的冷却装置将是有利的。
发明内容
在以下描述中将部分地陈述，或者可从描述中明白，或者可通过本发明的实践获悉本发明的观点和优势。
在一个实施例中，提供了一种翼型件。该翼型件包括上翼型件段、下翼型件段、至少一个冷却通道和以及过渡段。上翼型件段和下翼型件段各具有外表面，该外表面包括压力侧区域、吸力侧区域、前缘和后缘。该至少一个冷却通道至少部分地限定在下翼型件段内。所述至少一个冷却通道配置成使冷却介质流过其中，从而冷却翼型件的至少一部分。过渡段设置在上翼型件段和下翼型件段之间，并且具有外表面。外表面限定了至少一个冷却孔。该至少一个冷却孔流体地连接在该至少一个冷却通道上。至少一部分冷却介质通过该至少一个冷却孔排出。
参照附图、以下描述和所附权利要求，本发明的这些以及其它的特征、方面和优点将变得更好理解。结合在本说明书中并构成本说明书的一部分的附图图示了本发明的实施例，并且与描述一起用于解释本发明的原理。
附图说明
在参照附图所做的说明书中为本领域中的普通技术人员阐述了本发明的完整且开放能够实施的发明公开，包括其最佳模式，其中：
图1是燃气涡轮机系统的示意图；
图2是根据本发明公开的一个实施例的燃气涡轮机系统的涡轮段的侧截面图；
图3是根据本发明公开的一个实施例的轮叶组件的透视图；
图4是根据本发明公开的一个实施例的翼型件的横截面图；且
图5是根据本发明公开的另一实施例的翼型件的横截面图。
零部件列表
10 燃气涡轮机系统
12 压缩机
14 燃烧器
16 涡轮
18 轴
20 转子组件
21 第一级喷嘴
22 第一级轮叶
23 第二级喷嘴
24 第二级轮叶
25 第三级喷嘴
26 第三级轮叶
28 热气流
30 轮叶组件
32 平台
34 翼型件
36 柄部
38 燕尾榫
40 上翼型件段
41 外表面
42 压力侧区域
44 吸力侧区域
46 前缘
48 后缘
50 下翼型件段
51 外表面
52 压力侧区域
54 吸力侧区域
56 前缘
58 后缘
60 过渡段
61 外表面
62 压力侧区域
64 吸力侧区域
66 前缘
68 后缘
71 上过渡边缘
72 下过渡边缘
80 第一冷却通道
82 第二冷却通道
85 冷却孔
90 冷却介质
92 第一冷却通道入口
94 第二冷却通道入口
96 第二冷却通道出口
具体实施方式
现在将详细参考本发明的实施例，图中图示了其一个或多个示例。各个示例是作为本发明的说明，而非本发明的限制而提供的。实际上，对于本领域中的技术人员将会明显的是，在不脱离本发明的范围或精神的条件下可在本发明中做出各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分而被显示或被描述的特征可与另一实施例一起使用，以产生又另一实施例。因而，假如其在所附权利要求和其等效范围内的话，本发明意图覆盖此类修改和变化。
图1是燃气涡轮机系统10的示意性原理图。系统10可包括压缩机12、燃烧器14和涡轮16。压缩机12和涡轮16可通过轴18联接。轴18可以是单个轴或联接在一起而形成轴18的多个轴段。
涡轮16可包括多个涡轮级。例如，在一个实施例中，涡轮16可具有三个级，如图2中所示。例如，涡轮16的第一级可包括多个周向间隔开的喷嘴21和轮叶22。喷嘴21可设置并周向固定在轴18的周围。轮叶22可周向设置在轴18的周围，并联接在轴18上。涡轮16的第二级可包括多个周向间隔开的喷嘴23和轮叶24。喷嘴23可设置并周向固定在轴18的周围。轮叶24可周向设置在轴18的周围，并联接在轴18上。涡轮16的第三级可包括多个周向间隔开的喷嘴25和轮叶26。喷嘴25可设置并周向固定在轴18的周围。轮叶26可周向设置在轴18的周围，并联接在轴18上。涡轮16的各个级可设置在涡轮16中，处于热气流28的路径中。应该懂得涡轮16并不限于三个级，而是可具有涡轮机领域中已知的任何数量的级。
如图3中所示，轮叶22，24，26和喷嘴21，23，24中的每一个均可包括翼型件34。然而应该懂得，本发明公开的翼型件34并不限于轮叶或喷嘴中的翼型件，而可以是在操作期间需要冷却的本领域中已知的任何翼型件。
翼型件34可包括上翼型件段40和下翼型件段50。通常，下翼型件段50包括翼型件34的底座，并且上翼型件段50包括翼型件34的末梢。例如，下翼型件段50通常是在其底部安装到保持翼型件34的底座或平台(例如将翼型件34保持在燃气涡轮机系统10中的底座或平台)上的部分。上翼型件段40通常可能是自由和未连接的，或者上翼型件段40通常可能于其末梢处附接到保持翼型件34的另一底座或平台上。上翼型件段40可具有外表面41。外表面41可包括压力侧区域42和吸力侧区域44。压力侧区域42和吸力侧区域44可连接在前缘46和后缘48上。类似地，下翼型件段50可具有外表面51。外表面51可包括压力侧区域52和吸力侧区域54。压力侧区域52和吸力侧区域54可连接在前缘56和后缘58上。
在一个实施例的示例性方面，在任何横截面处外表面51的周长通常可大于在任何横截面处外表面41的周长。此外，在一个实施例的另一示例性方面，如图3、图4和图5中所示，在任何横截面处外表面51的周长通常可在径向向外的方向上沿着翼型件34的长度而减少，并且在任何横截面处外表面41的周长通常可在径向向外的方向上沿着翼型件34的长度而减少。因而，翼型件34可沿着其长度从下翼型件段50的底座直至上翼型件段40的末梢渐缩。然而，在其它实施例中，在任何横截面处外表面51的周长通常可能等于在任何横截面处外表面41的周长。例如，在一个实施例的另一示例性方面，在任何横截面处外表面51的周长通常可能沿着翼型件34的长度大致相等，并且在任何横截面处外表面41的周长通常可能沿着翼型件34的长度而大致相等。在其它实施例中，在任何横截面处翼型件34的周长沿着翼型件34的长度可能根据本领域中已知的任何翼型件形状或横截面而变化。
在一个实施例的示例性方面，外表面41和51通常可能是空气动力学外表面，具有如上所述的压力侧、吸力侧、前缘和后缘。如图3中所示，外表面41和51可以以通常螺旋形的扭转方式而进一步延伸通过翼型件34的长度。然而，在其它实施例中，外表面41和51可以以通常直线的非螺旋形的方式延伸通过翼型件34的长度。
在一个实施例的示例性方面，下翼型件段50可在其中至少部分地限定至少一个冷却通道80。该至少一个冷却通道80可构造成使冷却介质90流过其中。例如，冷却介质90可穿过至少一个冷却通道80，冷却翼型件34的至少一部分。冷却通道80可具有冷却通道领域中已知的任何结构。例如，冷却通道80可以沿通常直线的方向延伸通过翼型件34，或者可以沿通常弯曲的方向延伸通过翼型件34，或者可以沿通常蜿蜒的方向延伸通过翼型件34。此外，冷却通道80可具有通常直线的构件、通常弯曲的构件和通常蜿蜒的构件或其任何组合。
在一个实施例的示例性方面，冷却介质90可从压缩机12供给翼型件34。然而应该懂得，冷却介质90并不局限于由压缩机12供给的冷却介质，而是可由翼型件冷却领域中已知的任何系统10的构件或外部构件来供给。此外，冷却介质90通常是冷却空气。然而应该懂得，冷却介质90并不局限于空气，并且可以是翼型件冷却领域中已知的任何冷却介质。
在一个实施例的示例性方面，该至少一个冷却通道80可以是多个冷却通道80。此外，该多个冷却通道80可包括多个第一冷却通道80和多个第二冷却通道82。例如，第一冷却通道80可以是径向冷却通道，并且该冷却通道可延伸通过并限定在下翼型件段50内。然而，第二冷却通道82可以是翼型件冷却领域中已知的任何冷却通道，例如径向冷却通道、蜿蜒的冷却通道或冷却回路。此外，第二冷却通道82可延伸通过并限定在下翼型件段50、上翼型件段40、或下翼型件段50及上翼型件段40二者内。
翼型件34还可包括设置在上翼型件段40和下翼型件段50之间的过渡段60。过渡段可具有外表面61。外表面61可包括压力侧区域62和吸力侧区域64。压力侧区域62和吸力侧区域64可在前缘66和后缘68处连接。
过渡段60例如外表面61可限定至少一个冷却孔85。该至少一个冷却孔85可流体地连接在该至少一个冷却通道80上。例如，冷却介质90可流过该至少一个冷却通道80，并且冷却介质90的至少一部分可通过该至少一个冷却孔85而从翼型件34排出。
在一个实施例的一个示例性方面，该至少一个冷却孔85可设置在上翼型件段40和下翼型件段50的压力侧区域42和52附近。例如，该至少一个冷却孔85可被外表面61限定在过渡段60的压力侧区域62中。在一个实施例的另一示例性方面中，该至少一个冷却孔85可设置在上翼型件段40和下翼型件段50的吸力侧区域44和54附近。例如，该至少一个冷却孔85可被外表面61限定在过渡段60的吸力侧区域64中。在实施例的其它示例性方面中，该至少一个冷却孔85可设置在上翼型件段40和下翼型件段50的前缘46和56或后缘48和58附近。例如，该至少一个冷却孔85可被外表面61限定在过渡段60的前缘66或后缘68上。
在一个实施例的一个示例性方面，该至少一个冷却孔85可以是多个冷却孔85。该多个冷却孔85如上所述可设置在上翼型件段40和下翼型件段50的任何区域附近。此外，该多个冷却孔85可围绕翼型件的周边例如围绕过渡段60的外表面61的周边而设置在过渡段60上。冷却孔85可被外表面61按照翼型件冷却领域中已知的任何样式限定并设置在外表面61的周边或任何区域62，64，66或68的周围。
在一个实施例的一个示例性方面，该至少一个冷却孔85可以是多个冷却孔85，并且如上面论述的那样，该至少一个冷却通道80可以是多个第一冷却通道80和多个第二冷却通道82。如果需要，冷却孔85可以只流体地连接在多个第一冷却通道80上。第二冷却通道82可配置成通过限定在翼型件上其它地方的其它孔而排出冷却介质90，例如通过限定在翼型件34的末梢上的冷却孔、限定在平台32、柄部36或燕尾榫38上的冷却孔、限定在翼型件34上的薄膜冷却孔、或本领域中已知的任何其它冷却孔。然而，备选地，冷却孔85可流体地连接在多个第一冷却通道80和多个第二冷却通道82上。
在一个实施例的一个示例性方面，过渡段60的外表面61的至少一部分通常可与上翼型件段40和下翼型件段50的外表面41和51是不共面的。例如，过渡段60的外表面61，或其任何区域62，64，66或68通常可与上翼型件段40和下翼型件段50的外表面41和51是不共面的，如图3中所示。例如，过渡段60或其任何区域62，64，66或68可定向成以便冷却介质90通过该至少一个冷却孔85沿通常径向的方向排出，如图4中所示。备选地，过渡段60或其任何区域62，64，66或68可定向成以便冷却介质90通过该至少一个冷却孔85沿部分径向的方向排出，如图5中所示。此外，过渡段60的任何单个区域或区域62，64，66，或68通常可与上翼型件段40和下翼型件段50的外表面41和51是不共面的，而剩余区域62，64，66，或68通常可与上翼型件段40和下翼型件段50的外表面41和51是共面的。应该懂得过渡段60和其任何区域62，64，66和68并不局限于使得冷却介质90通过该至少一个冷却孔85而沿径向方向排出的定向。相反，过渡段60和区域62，64，66和68可处于本领域中已知的任何定向上，以容许冷却介质90通过该至少一个冷却孔85而排出。
此外，过渡段60可包括下过渡边缘72和上过渡边缘71。下过渡边缘72可提供下翼型件段50和过渡段60之间的界面。上过渡边缘71可提供过渡段60和上翼型件段40之间的界面。应该懂得，下过渡边缘72和上过渡边缘71可围绕整个外表面41，51，61延伸，或者可以只部分地围绕外表面41，51，61而延伸，例如只穿过任何单个或多个区域62，64，66或68。在一个实施例的一个示例性方面，下过渡边缘72和上过渡边缘71可以是大致尖锐的边缘，如图4中所示。在一个实施例的另一示例性方面，下过渡边缘72和上过渡边缘71可以是大致平滑的圆边，如图5中所示。例如，下过渡边缘72可以是大致平滑的凸边，并且上过渡边缘71可以是大致平滑的凹边。在其它实施例中，下过渡边缘72和上过渡边缘71的其中一个可以是大致尖锐的边缘，而另一个可以是大致平滑的圆边。此外，在其它实施例中，下过渡边缘72和上过渡边缘71可具有本领域中已知的任何边缘构造。
本发明公开的过渡段60可设置在沿着翼型件34的长度的任何地方。例如，在一个实施例中，过渡段60可大致设置在翼型件34的中间。在此实施例中，上翼型件段40的长度可大致等于下翼型件段50的长度。然而在另一实施例中，过渡段60可设置成使得上翼型件段40的长度大约为下翼型件段50的长度的一半。在其它实施例中，过渡段60可设置成使得上翼型件段40的长度例如大约为下翼型件段50的长度的1/3、1/4、1/5、1/10、1/20或本领域中已知的任何其它分数。在又其它的实施例中，过渡段60可设置成使得下翼型件段50的长度例如大约为上翼型件段40的长度的1/3、1/4、1/5、1/10、1/20或本领域中已知的任何其它分数。
在一个实施例的一个示例性方面，翼型件34可包括在轮叶组件30中，如图3中所示。轮叶组件30可结合到本领域中已知的任何涡轮级中。例如，在一些实施例中，轮叶组件30可以是第一级轮叶22或第二级轮叶24。备选地，轮叶组件30可以是较后级轮叶，例如第三级轮叶26、第四级轮叶、第五级轮叶或本领域中已知的任何其它轮叶。
轮叶组件30可包括平台32、翼型件34和柄部36。翼型件34可从平台32径向向外延伸。柄部36可从平台32径向向内延伸。柄部36可至少部分地限定冷却通道80或冷却通道80和82。
轮叶组件30还可包括燕尾榫38。燕尾榫38可从柄部36径向向内延伸。在一个实施例的一个示例性方面，燕尾榫38可配置成将轮叶组件30联接到轴18上。例如，燕尾榫38可将轮叶组件30固定到设置在轴18上的转子盘(未显示)上。多个轮叶组件30因而可周向设置在轴18的周围，并联接在轴18上，从而形成转子组件20。如果需要，燕尾榫38可配置成将冷却介质90供给限定在翼型件34内的冷却通道80或冷却通道80和82。例如，燕尾榫38可限定冷却通道80的第一冷却通道入口92和冷却通道82的第二冷却通道入口94。然而应该懂得，第一冷却通道入口92和第二冷却通道入口94并不局限于由燕尾榫38所限定的位置，并且可限定在例如柄部36、平台32或翼型件34的底座上。此外，在一个实施例中，燕尾榫38可配置成容许冷却通道82内的冷却介质90在穿过翼型件34之后离开冷却通道82。例如，燕尾榫38可限定冷却通道82的第二冷却通道出口96。然而应该懂得，冷却通道出口96并不局限于由燕尾榫38所限定的位置，并且可能是例如，限定在翼型件34的末梢上的冷却孔、限定在平台32或柄部36上的冷却孔、限定在翼型件34上的薄膜冷却孔、或本领域中已知的任何其它冷却孔。冷却介质90可分别通过入口92和94进入冷却通道80和82中，并通过冷却孔85和出口96而离开冷却通道80和82。
本发明公开还涉及一种用于冷却翼型件34的方法。该方法可包括例如向翼型件34提供冷却介质90的步骤。如上面论述的那样，例如可通过至少一个冷却通道80，或通过多个冷却通道80和82提供冷却介质90。该方法还可包括例如通过翼型件34的至少一部分而排出冷却介质90的步骤。例如，如上面论述的那样，冷却介质90可流过位于翼型件34的至少一部分内的至少一个冷却通道80或多个冷却通道80和82。
该方法还可包括例如从翼型件34排出冷却介质90的步骤。例如，如上面论述的那样，可通过至少一个冷却孔85或多个冷却孔85而从冷却通道80排出冷却介质90。
如上面论述的那样，翼型件34可包括上翼型件段40和下翼型件段50。上翼型件段40可具有外表面41。外表面41可包括压力侧区域42和吸力侧区域44。压力侧区域42和吸力侧区域44可在前缘46和后缘48处连接。类似地，下翼型件段50可具有外表面51。外表面51可包括压力侧区域52和吸力侧区域54。压力侧区域52和吸力侧区域54可在前缘56和后缘58处连接。下翼型件段50可至少部分地在其中限定至少一个冷却通道80。该至少一个冷却通道80可配置成使冷却介质90流过其中，从而冷却翼型件34的至少一部分。
如上面论述的那样，翼型件34还可包括设置在上翼型件段40和下翼型件段50之间的过渡段60。过渡段60可具有外表面61。外表面61可包括压力侧区域62和吸力侧区域64。压力侧区域62和吸力侧区域64可在前缘66和后缘68处连接。过渡段60例如外表面61可限定至少一个冷却孔85。该至少一个冷却孔85可流体地连接在该至少一个冷却通道80上，使得可通过所述至少一个冷却孔80而排出冷却介质90的至少一部分。
本发明公开的方法和装置容许在不需要冷却通道延伸通过翼型件的整个长度的条件下利用径向冷却通道冷却翼型件。另外，本发明公开的方法和装置提供了一种冷却装置，其容许翼型件的径向冷却，而且容许沿着翼型件的长度从翼型件排出冷却介质。此外，本发明公开的方法和装置容许冷却翼型件的下段，其在许多情况下相对于暴露和存活于热气道中而言是限制翼型件段。
本书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域技术人员能够实践本发明，包括制造和利用任何装置或系统，并执行任何所结合的方法。本发明可取得专利的范围由权利要求限定，并且可包括本领域技术人员想到的其它示例。如果这些其它示例包括并非不同于权利要求语言的结构元件，或者如果其包括与权利要求语言无实质差异的等效的结构元件，那么这些其它示例都属于权利要求的范围内。

Claims (10)

1.一种翼型件(34)，包括：
上翼型件段(40)和下翼型件段(50)，所述上翼型件段和所述下翼型件段(40，50)的每一个均具有外表面(41，51)，所述外表面(41，51)包括压力侧区域(42，52)、吸力侧区域(44，54)、前缘(46，56)和后缘(48，58)；
至少一个冷却通道(80)，其至少部分地限定在所述下翼型件段(50)内，所述至少一个冷却通道(80)配置成使冷却介质(90)流过其中，从而冷却所述翼型件(34)的至少一部分；和
过渡段(60)，其设置在所述上翼型件段(40)和所述下翼型件段(50)之间，并且具有外表面(61)，所述外表面(61)限定至少一个冷却孔(85)，所述至少一个冷却孔(85)流体地连接在所述至少一个冷却通道(80)上，
其中所述冷却介质(90)的至少一部分通过所述至少一个冷却孔(85)排出。
2.根据权利要求1所述的翼型件(34)，其特征在于，所述过渡段(60)的所述外表面(61)的至少一部分通常与所述上翼型件段(40)和所述下翼型件段(50)的所述外表面(41，51)是不共面的。
3.根据权利要求1-2中的任一项所述的翼型件(34)，其特征在于，所述至少一个冷却孔(85)设置在所述上翼型件段(40)和所述下翼型件段(50)的所述压力侧区域(42，52)附近。
4.根据权利要求1-3中的任一项所述的翼型件(34)，其特征在于，所述至少一个冷却孔(85)设置在所述上翼型件段(40)和所述下翼型件段(50)的所述吸力侧区域(44，54)附近。
5.根据权利要求1-4中的任一项所述的翼型件(34)，其特征在于，所述至少一个冷却孔(85)设置在所述上翼型件段(40)和所述下翼型件段(50)的所述前缘(46，56)附近。
6.根据权利要求1-5中的任一项所述的翼型件(34)，其特征在于，所述至少一个冷却孔(85)设置在所述上翼型件段(40)和所述下翼型件段(50)的所述后缘(68)附近。
7.根据权利要求1-6中的任一项所述的翼型件(34)，其特征在于，所述至少一个冷却通道(80)是多个冷却通道(80)，并且所述至少一个冷却孔(85)是多个冷却孔(85)。
8.根据权利要求7所述的翼型件(34)，其特征在于，所述多个冷却孔(85)设置在所述翼型件(34)的周边周围。
9.根据权利要求7-8中的任一项所述的翼型件(34)，其特征在于，所述多个冷却通道(80)包括多个第一冷却通道(80)和多个第二冷却通道(82)，并且其中所述多个冷却孔(85)只流体地连接在所述多个第一冷却通道(80)上。
10.根据权利要求9所述的翼型件(34)，其特征在于，所述多个第二冷却通道(82)还限定在所述上翼型件段(40)内。
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