CN102536333A - 涡轮机翼型构件及其冷却方法 - Google Patents

Abstract

本发明涉及涡轮机翼型构件及其冷却方法，具体地是在涡轮机中使用的翼型构件以及促进构件内的热传递特性的方法。该构件包括翼型部分(10)，其具有由翼型根部(22)和翼型尖端(20)界定的翼展方向，以及由前缘和后缘(16，18)界定的翼弦方向。翼型部分内的腔室(28)包含可渗透的泡沫部件(30)。腔室流体地连接到冷却流体源上且分别经由翼型部分内的第一通道和第二通道(24A，24B)流体地连接到冷却孔(26A)上。腔室相对于第一通道和第二通道定位，以便自其沿翼弦方向偏离，使得经由第一通道(24A)进入腔室(28)的冷却流体在经由冷却孔(26A)离开翼型部分(10)之前由泡沫部件(30)沿翼弦方向转移。

Description

涡轮机翼型构件及其冷却方法

技术领域

本发明涉及在高温下操作的构件，例如涡轮机的涡轮翼型构件。更具体而言，本发明涉及一种翼型构件，其配备有连接到能够促进构件内的热传递特性的一个或多个内部冷却腔室上的一个或多个内部冷却通道。

背景技术

涡轮机的构件如轮叶(叶片)、喷嘴(导叶)以及工业和飞行器燃气涡轮发动机的其它热气体通路构件通常由镍基、钴基或铁基超级合金形成，这些超级合金具有对于涡轮操作温度和条件而言的期望机械性质和环境性质。由于涡轮机的效率取决于其操作温度，故需要构件且特别是诸如涡轮轮叶和喷嘴的翼型构件能够耐受日益更高的温度。当超级合金构件的最大局部温度接近超级合金的熔化温度时，利用适合的流体特别是空气的强制冷却就变得需要。为此，燃气涡轮轮叶和喷嘴的翼型件通常需要复杂的冷却方案(scheme)，在其中冷却流体，通常为压缩机放出空气，强制穿过翼型件内的内部冷却通道，且然后经由翼型件表面处的冷却孔排出以从构件传递热。在冷却流体流经冷却通道时，在翼型件内通过将热传递至冷却流体而产生对流冷却。在称为冲击冷却的技术中，通过直接抵靠翼型件外壁的内表面引送冷却流体的细小内部孔口可实现附加冷却。冷却孔还可构造成以便冷却流体在构件表面上的特定位置处释放到气体通路中以提供在构件表面上流动的冷却流体层，从而产生减少热从热气体通路传递至构件的边界层(膜)。

充分地降低翼型构件的表面温度通常需要大量的冷却流体。为了促进从翼型件至冷却流体的热传递效率，可能期望或需要在冷却回路的内部表面中提供内部特征。这些特征包括肋条、湍流促进装置、交叉孔、后缘槽口、蛇线通道等。还已提出的是包括金属泡沫或类似的多孔可渗透材料以促进翼型构件内的热传递。例如，美国公开专利申请No.2006/0021730,2007/0274854,2008/0250641，2009/0081048,2010/0239409和2010/0239412提出了使用金属泡沫或类似的材料来填充翼型件的内部和/或冷却孔，使得穿过泡沫的空气流主要是单向的。

发明内容

本发明提供了一种适于在涡轮机的热气体通路中使用的流体冷却式涡轮机翼型构件，以及促进构件内的热传递特性的方法。

根据本发明的第一方面，翼型构件包括翼型部分，该翼型部分具有由根部和尖端(tip)界定的翼展方向、由前缘和后缘界定的翼弦方向，以及由在前缘与后缘之间延伸的壁所形成的凹入表面和凸出表面界定的厚度方向。翼型构件还具有位于翼型部分内的腔室、位于腔室内的多孔可渗透泡沫部件、适于将腔室流体地连接到冷却流体源上的位于翼型部分内的第一通道，以及适于将腔室流体地连接到处于翼型部分表面处的第一冷却孔上的位于翼型部分内的第二通道。根据本发明的优选方面，腔室相对于第一通道和第二通道定位以便自其沿翼弦方向偏离，使得经由第一通道进入翼型部分的冷却流体进入腔室且在经由第一冷却孔离开翼型部分之前通过泡沫部件沿翼弦方向转移。

根据本发明的另一方面，通过在翼型部分内产生内部腔室来促进冷却流体冷却式涡轮机翼型构件的翼型部分，该内部腔室连接到冷却流体源和定位在翼型部分表面处的冷却孔上。腔室包含多孔可渗透泡沫部件，且涡轮机经操作使得冷却流体进入腔室且在经由冷却孔离开翼型部分之前通过泡沫部件沿翼型部分的翼弦方向转移。

本发明的技术效果在于能够通过使用泡沫材料来显著地提高翼型构件的热传递效率，其中，泡沫材料不但通过增大暴露于冷却流体流的表面面积来促进在构件与穿过构件的冷却流体流之间的热传递，而且通过使用泡沫材料来重新引送构件内的冷却流体流，例如朝向趋于在较高温度下操作的翼型区来促进热传递。

本发明的其它方面和优点将通过以下详细说明而较好地认识到。

附图说明

图1为根据本发明实施例的具有包含泡沫部件的内部腔室的涡轮轮叶翼型部分的透视图。

图2代表位于图1的翼型部分内的冷却流体流型。

图3至图5示意性地表示根据本发明的附加实施例的具有填充泡沫的内部腔室的涡轮轮叶翼型部分的透视图。

零件清单

10110     部分

12112     表面

14114     表面

16116     边缘

18118     边缘

20120     尖端

22122     根部

24124     通道

24A124    通道

24B124    通道

24C124    通道

24D124    通道

26126     孔

26A126    孔

26B126    孔

28128     腔室

30130     部件

具体实施方式

本发明主要适用于在特征为温度相对较高的环境内操作的构件，且特别是其最大表面温度接近它们由其形成的材料的熔化温度的构件，从而需要使用强制冷却来降低构件表面温度。这些构件的显著但非限制性的实例包括涡轮机的翼型构件，例如工业和飞行器燃气涡轮发动机的涡轮轮叶(叶片)和喷嘴(导叶)。

图1中示意性地描绘了涡轮轮叶的翼型部分10的实例。如常规的那样，轮叶及其翼型部分10可利用形成在轮叶根部区段(未示出)上的特征而锚固到涡轮盘上。与行业术语一致，翼型部分10可描述为具有壁，该壁限定相对设置的凸出表面12和凹入表面14，它们可在涡轮轮叶或叶片的背景下分别称为吸入表面和压力表面。翼型部分10的壁限定翼型部分10的前缘16并会聚以限定翼型部分10的相对地设置的后缘18。翼型尖端20限定在翼型部分10的翼展方向的外端，而相对地设置的翼型根部22限定在翼型部分10的翼展方向的内端，其通常紧邻将翼型部分10与轮叶的根部区段分开的平台(未示出)。另外，与行业术语一致，翼型部分10认作是具有从根部22延伸至翼型尖端20的翼展方向、在前缘16与后缘18之间延伸的翼弦，以及在凸出表面12与凹入表面14之间测得的厚度。

轮叶及其翼型部分10可由多种材料形成，包括镍基、钴基、铁基和钛基合金，以及基于陶瓷的复合物，例如，陶瓷基复合物(CMC)材料。优选的材料包括镍基、钴基或铁基超级合金，其显著但非限制性的实例包括镍基超级合金，例如GTD-

(General Electric Co.)，GTD-

(General Electric Co.)，IN-738，RenéN4，RenéN5和René108。翼型部分10可形成为等轴定向凝固(DS)或单晶(SX)铸件以耐受其在燃气涡轮发动机内经受的高温和应力。适于产生轮叶及其翼型部分10的熔化和铸造工艺是公知的，且因此本文不再描述任何细节。

翼型部分10的外表面经受很高的温度，这归因于在轮叶安装于其中的涡轮机操作期间在翼型部分10上引送热燃烧气体而产生。为此，翼型部分10描绘为具有内部通道24，该内部通道24从根部22延伸至翼型尖端20，终止于翼型尖端20处的冷却孔26。通道24从适合的源(未示出)接收冷却流体，例如来自于涡轮机压缩机区段的压缩机放出空气。经由其根部22进入翼型部分10的冷却流体强制穿过通道24以从翼型部分10吸收热，且然后经由冷却孔26排出以传递从翼型部分10所吸收的热。通道24描绘为平行于彼此，且基本上为圆柱形，但其它形状和截面也可预见到。通道24可由常规方法形成，例如，利用在通常用于铸造涡轮机翼型构件的常规熔模铸造方法中使用的型芯(core)。尽管本发明的优点将参照翼型部分10来描述，该翼型部分10的内部通路24是完全分开的且具有如图1中所示的平直均匀截面，但本发明的教导内容还适于可在工业和飞行器燃气涡轮发动机的热气体通路构件中实施的更为复杂的冷却方案，例如蛇线冷却通道。

图1还将翼型部分10描绘为具有连接到一对通道上的内部空腔或腔室28，该对通道标示为24A和24B，其中的后者终止于定位在翼型部分10的尖端20处的冷却孔26A。类似于通道24，通道(入口通道)24A流体地连接到冷却流源上，使得通道24A向腔室28供送冷却流体，该冷却流体随后在从翼型部分10经由冷却孔26A排出之前通过通道(出口通道)24B离开腔室28。入口通道24A描绘为在离翼型根部22最近的腔室28的翼展方向范围上流体地连接到腔室28上，而出口通道24B描绘为在离翼型尖端20最近的腔室28的翼展方向范围上流体地连接到腔室28上。

通道24A和24B和内部腔室28描绘为设置在翼型部分10的后缘18处介于其凸出表面12与凹入表面14之间，使得通道24A和24B比翼型部分10内的其它通道24离后缘18更近。图1中，通道24A和24B描绘为在直径上大致相等且沿轴向对准，但不同截面尺寸和形状的通道24A和24B是可预见到的。腔室28描绘为大致在翼型部分10的翼展方向上居中且与翼型尖端20和根部22间隔开。图1还将腔室28描绘为具有大致矩形的形状，使得其翼弦方向的宽度、厚度方向的宽度及其翼展方向的长度大致恒定，但这并非必须的，且无规则形状的腔室28也在本发明的范围内。在图1的非限制性实例中，腔室28具有翼型部分10总翼展方向长度的大约70％至大约75％的翼展方向长度，以及翼型部分10总翼弦方向宽度的大约20％至大约30％的翼弦方向宽度。普遍认为，腔室28可具有翼型部分10总翼展方向长度的大约15％至大约75％的翼展方向长度，以及翼型部分10总翼弦方向宽度的大约4％至大约96％的翼弦方向宽度。较大的翼展方向长度和翼弦方向宽度由结构考虑因素限制，而较小的翼展方向长度和翼弦方向宽度则取决于翼型部分10的冷却要求而允许。

如从图1中清楚的那样，腔室28在翼弦方向上远宽于通道24A和24B。此外，腔室28示为朝向翼型部分10的后缘18偏离通道24A和24B，使得腔室28比通道24A和24B更接近后缘18。认为的是，图1中所示的构造产生了一定的益处，特别是在紧邻后缘18冷却翼型部分10的表面12和14方面。然而，应当理解的是，本发明不限于该特定的构造。例如，腔室28可定位在翼型部分10内并不邻近后缘18。此外，尽管腔室28描绘为流体地联接到单个入口通道24A和单个出口通道24B上，但任何数目的入口通道24A和出口通道24B都可采用。下文参照图3至图5描述相对于腔室28的数目和位置的附加构造。

腔室28描绘为包括多孔且可渗透的材料，本文中称为泡沫部件30。腔室28优选为完全地填充有泡沫部件30，使得泡沫部件30与腔室28的所有内壁表面成紧密且连续接触。由于其多孔且可渗透的性质，泡沫部件30由从通道24A填充腔室28的冷却流体渗透，且泡沫部件30的互连孔隙空间容许冷却流体在经由通道24B离开之前在腔室28内循环。以此方式，泡沫部件30显著地增加了后缘30附近的由冷却流体所接触的表面面积，结果极大地提高了从后缘18和凸出表面12以及凹入表面14的邻近部分到冷却流体的热传递效率。

泡沫部件30的有效性可通过诸如金属材料的热传导性材料的泡沫部件30来促进。由于泡沫部件30暴露于腔室28内的冷却流体并经受来自于翼型部分10的热传递所引起的升温，故对于泡沫部件30的优选材料为抗高温氧化的合金，如镍基、钴基和铁基合金，它们显著但非限制性的实例包括本领域中所公知类型的FeCrAlY合金。通过适当地选择其材料，泡沫部件30在用于形成轮叶的铸造过程期间可结合到翼型部分10中。例如，泡沫部件30可使用在美国公开专利申请No.2007/0274854中所公布类型的铸造技术结合到轮叶铸件中。

图2提供了绘出在腔室28内且穿过泡沫部件30的流型的计算机生成图像。值得注意的是，经由入口通道24A进入腔室28的冷却流体很大程度地由泡沫部件30朝腔室28中心重新引送或转移，且然后朝向腔室28的转角，该转角与邻近入口通道24A的腔室28转角相对。尽管一些冷却流体继续经由出口通道24B流出腔室28，但大量冷却流体却朝翼型部分10的根部22向后循环，且然后在离开腔室28之前在与出口通道24B相对的腔室28转角内循环。因此，例如在冷却流体流仅单向穿过泡沫材料30的情况下，在腔室28内发生冷却流体的显著搅动，超出作为冷却流体移动穿过泡沫材料30而产生的湍流状态。从图2中清楚的是，穿过泡沫部件30的冷却流体流不是单向的，而代替的是多向的。

如将预计到的那样，腔室28内的冷却流体流型受入口通道24A和出口通道24B相对于腔室28的位置和定向、腔室28的形状、尺寸以及相对于通道24A和24B的偏离，以及泡沫部件30的渗透性所影响。到达并穿过泡沫部件30的热传递与冷却流体在腔室28内自由流动的能力之间存在权衡，这部分地取决于泡沫部件30的渗透性程度。通常，泡沫部件30内的开口多孔性优选为至少14％的体积百分比以实现足够的流动水平且优选为不超过82％的体积百分比以促进热传递，其中特别优选的范围认为是在大约45％至大约75％的体积百分比之间。对于给定应用的特别优选的多孔性将取决于在其中实施泡沫部件30的翼型部分10区所期望的强度和冷却有效性。计算机模型预示，利用图1和图2中所绘翼型部分10的实施例，后缘18内的最高温度在放出空气温度为大约650°F至大约900°F(大约340℃至大约480℃)且热燃烧气体温度为大约2000°F至大约2800°F(大约1090℃至大约1540℃)的操作环境中可降低大约200°F(大约110℃)。

尽管图1和图2的翼型部分10中描绘了单个腔室28，但在图3至图5所描绘的实例中多个腔室28可采用任何数目的入口通道24A和出口通道24B并利用其供送冷却流体。在图3中，两个腔室28示为由与通道24A和24B同轴的中间翼展方向通道24C互连成流体串联。图4示出了类似于图3的实施例，但具有离翼型尖端20最近的腔室28，其从连接到具有翼弦方向通道24D的腔室28上的相邻通道24接收补充的冷却流体。最后，图5描绘了两个腔室28成流体并联，各腔室均经由单独的入口通道24A接收冷却流体，且各腔室均经由单独的出口通道24B和冷却孔26A排出冷却流体。图5中的腔室28还描绘为由翼弦方向通道24D互连，从而容许平衡经由腔室28的冷却流。应当理解的是，串联和并联腔室28的各种其它组合也可结合到翼型部分中。此外，尽管腔室28示为具有类似的尺寸和形状(楔形)，但腔室28可具有不同的尺寸和形状，包括不规则的形状。最后，尽管优选的是各腔室28均包括多孔且可渗透的泡沫部件30，但可预见的是，一些但不是所有腔室28都将包含泡沫部件30。

除具有冷却通道24、24A和24Ba、腔室28和冷却孔26和26A的翼型部分10的热管理之外，翼型部分10还可由本领域中所公知的涂层系统来保护。例如，翼型部分10的表面可利用环境涂层或利用包括通过适合的连结覆盖物(coat)附连到翼型部分10上的热障涂层(TBC)的涂层系统来保护。典型的但非限制性的热障涂层材料为陶瓷材料，其显著的实例为利用氧化钇(YSZ)而部分或完全稳定的氧化锆或其它氧化物，如氧化镁、二氧化铈、氧化钪和/或氧化钙，以及可选的其它氧化物来降低热传导性。适合的环境涂层和连结覆盖物通常具有富铝成分，例如，扩散铝化物涂层或覆盖涂层，如MCrAlX(其中M为铁、钴和/或镍，而X为钇、稀土金属和/或活性金属)。

尽管已根据特定实施例描述了本发明，但清楚的是本领域的技术人员可采用其它形式。因此，本发明的范围仅由所附权利要求来限制。

Claims (10)

1.一种适于在涡轮机的热气体通路中使用的流体冷却式涡轮机翼型构件，所述翼型构件包括翼型部分(10)，所述翼型部分(10)具有由翼型根部(22)和翼型尖端(20)界定的翼展方向、由前缘(16)和后缘(18)界定的翼弦方向，以及由在所述前缘(16)与所述后缘(18)之间延伸的壁所形成的凹入表面(12)和凸出表面(14)界定的厚度方向，其特征在于：

位于所述翼型部分(10)内的腔室(28)；

位于所述翼型部分(10)内且适于将所述腔室(28)流体地连接至冷却流体的第一通道(24A)；

位于所述翼型部分(10)内且适于将所述腔室(28)流体地连接到定位在所述翼型部分(10)的表面处的第一冷却孔(26A)上的第二通道(24B)；以及

位于所述腔室(28)内的多孔可渗透泡沫部件(30)；

其中，所述腔室(28)相对于所述第一通道(24A)和所述第二通道(24B)定位以便自其沿所述翼弦方向偏离，使得经由所述第一通道(24A)进入所述翼型部分(10)的冷却流体进入所述腔室(28)且在经由所述第一冷却孔(26A)离开所述翼型部分(10)之前由所述泡沫部件(30)沿所述翼弦方向转移。

2.根据权利要求1所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述第一通道(24A)和所述第二通道(24B)以及所述腔室(28)限定从所述翼型部分(10)的翼型根部(22)延伸至翼型尖端(20)的连续冷却流体流动通道。

3.根据权利要求1或权利要求2所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述腔室(28)朝所述翼型部分(10)的后缘(18)偏离所述第一通道(24A)和所述第二通道(24B)。

4.根据权利要求1至权利要求3中任一项所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述腔室(28)离所述后缘(18)比离所述翼型部分(10)的前缘(16)更近。

5.根据权利要求1至权利要求4中任一项所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述腔室(28)为位于所述翼型部分(10)内的第一腔室(28)，且所述翼型构件还包括位于所述翼型部分(10)内且包含第二多孔可渗透泡沫部件(30)的第二腔室(28)，以及所述第一腔室和所述第二腔室(28)流体地串联或并联到彼此上。

6.根据权利要求1至权利要求4中任一项所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述腔室(28)流体地连接到附加通道(24)上或流体地连接到第二腔室(28)上，所述附加通道(24)流体地连接到冷却流体源和位于所述翼型尖端(20)处的附加冷却孔(26)上，所述第二腔室(28)位于所述翼型部分(10)内且包含第二多孔可渗透泡沫部件(30)。

7.根据权利要求1至权利要求6中任一项所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述翼型构件还包括位于所述翼型部分(10)内的多个附加通道(24)和定位在所述翼型部分(10)的至少一个表面处的多个附加冷却孔(26)，所述附加通道(24)将冷却流体源流体地连接至所述附加冷却孔(26)。

8.根据权利要求7所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述第一通道(24A)和所述第二通道(24B)比所述附加通道(24)离所述翼型部分(10)的后缘(18)更近。

9.根据权利要求1至权利要求8中任一项所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述腔室(28)跨越所述翼型部分(10)的翼型根部(22)与翼型尖端(20)之间的距离的大约15％至大约75％。

10.根据权利要求1至权利要求9中任一项所述的流体冷却式涡轮机翼型构件，其特征在于，所述翼型构件为涡轮叶片或轮叶，以及所述涡轮机为工业燃气涡轮发动机或飞行器燃气涡轮发动机。

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