CN102753787B - 具有锥形冷却通路的翼型 - Google Patents

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Abstract

燃气涡轮发动机(10)和用在那里的叶片(50)，所述叶片(50)具有一结构(128)，其包括在腔室(100)和沿着后边缘(72)定位的一系列孔(78)之间延伸的冷却通路(110，120)，从腔室(100)接收的冷却流体(144)通过所述后边缘退出叶片(50)，其中所述结构(128)的特征在于，在叶片的压力和吸入侧壁(74，76)之间的厚度(t)作为沿着冷却通路(110，120)的位置的函数而变化，以使得多个冷却通路的每个的特征在于，横截面过流面积(170，174)作为距离腔室(100)的距离的函数而减小。

Description

具有锥形冷却通路的翼型
相关申请
本申请要求于2009年10月20日提交的美国临时专利申请序列号61/253,120的优先权，该临时申请在此通过引用而全文并入。本申请涉及于2010年7月08日提交的共同未审结的申请12/832,124。
技术领域
本发明涉及具有在燃气涡轮机动叶（blade）和静叶（vane）内提供冷却通道的结构的涡轮机翼型（airfoil）。
背景技术
典型的燃气涡轮发动机包括风扇、压缩机、燃烧室和沿着共同的纵轴布置的涡轮机。从压缩机离开的燃料和压缩空气在燃烧室内混合和燃烧。产生的热的燃烧气体(例如，包括燃烧产物和未燃的空气)被导向通过导管部分到涡轮机部分，在涡轮机部分处燃气膨胀以转动涡轮机转子。在电力应用中，涡轮机转子耦合到发电机。驱动压缩机的电力可以来自涡轮机转子。
由于燃气涡轮发动机的效率随着操作温度增大，期望提高燃烧气体的温度。但是，形成发动机和涡轮机部件的材料的温度限制约束力操作温度。翼型是示例性的。如在此所用的术语翼型是指涡轮机叶片，其可以是动叶(可旋转的)或者静叶(固定的)。由于燃烧气体的高温，翼型必须在操作过程总被冷却以为了保持部件的完整性。一般地，这些以及其它部件通过空气进行冷却，所述空气从压缩机转向，被引导通过部件或者沿着部件引导。通过由风扇吹出而不是压缩机吹出的空气冷却部件(例如，喷嘴)也是常见的。
涡轮机翼型的有效冷却要求递送相对冷的空气到关键区域，例如沿着涡轮机动叶或者静叶的后边缘。相关的冷却孔可以例如在翼型内的相对高压的腔的上游与涡轮机动叶的外表面之间延伸。在本领域期望提供越发有效的冷却设计和方法，其用更少的空气实现更有效的冷却。还期望提供更多的冷却以在更高水平的功率输出下操作机器。总的来说，冷却方案应当提供更高的冷却效率以产生更均一的材料温度或者从材料更好的热传递。
无效的冷却可能是由于冷却流体和待通过流体冷却的材料之间的不良热传递导致。对于翼型的情形，知晓沿着壁面建立薄膜式冷却。沿着壁面移动的冷却空气薄膜可以是用于提高冷却均一性以及用于使得壁与附近流动的热芯气体(hotcoregas)的热量隔热的有效方式。但是，薄膜式冷却在燃气涡轮机的湍流环境中难以维持。
结果，翼型通常包括内部冷却通道，该通道移除来自压力侧壁和吸入侧壁的热量以为了最小化热应力。基于热传递速率的高的冷却效率是重要的设计考虑，以为了最小化从压缩机转移的用于冷却的空气的体积。通过比较，上述薄膜式冷却，其经由内部冷却通道的孔提供沿着叶片的外表面的冷却空气薄膜，由于需要大量的孔以及高体积的从压缩机转移的冷却空气，为稍微低效率的。因此，薄膜式冷却已经被选择性使用并与其它冷却技术结合使用。还知晓在部件内提供蜿蜒的冷却通道。
但是，燃气涡轮机翼型的相对窄的后边缘部分可包括直到总的翼型外表面积的大约三分之一。后边缘制造得相对薄以为了空气动力效率。结果，由于后边缘在彼此相对靠近的两个相对壁面上接收热输入，期望由相对高的冷却剂流率提供保持机械完整性所需的热传递速率。在过去，后边缘冷却通道已经以各种方式配置以为了增大热传递的效率。例如，美国专利5,370,499，其通过引用合并于此，公开了包括从后边缘退出的冷却通道的网状结构的使用。
发明内容
本发明经由布置在涡轮机叶片的后边缘中的通道增大热传递效率和冷却均一性。
附图说明
在下面的描述中借助于附图解释本发明，在附图中：
图1是示出结合本发明的实施例的燃气涡轮机发电系统的一部分的横截面视图的简化示意图；
图2是涡轮机叶片的立视图，其中形成有冷却通路的一个或多个阵列；
图3A提供如图2所示的涡轮机叶片50的横截面视图；
图3B是沿着图3A的线3B-3B的腔室和冷却通路阵列的横截面视图；
图3C是用于制造如图3A和3B所示的实施例的特征的铸造型芯元件的透视图；
图3D是示出根据本发明的实施例的通路开口的宽度方向的变化的横截面视图；
图4A是结合根据本发明的替代实施例的三列通路的图2的动叶的横截面视图；
图4B是进一步示出图4A所示的阵列的特征的通过图2的动叶的横截面视图；
图4C是用于制造如图4A和4B所示的实施例的特征的铸造型芯的元件的局部透视图；
图5A和5B示出根据本发明的实施例的阵列中的网状图案的差异；以及
图6A和6B示出根据本发明的另一实施例的阵列中的网状图案的密度的差异。
在整个附图中，相同的附图标记用于表示相同的特征。
具体实施方式
图1是结合本发明的实施例的燃气涡轮机发电系统10的横截面示意图。系统10包括根据本发明的一个或多个间隔开阵列的冷却通路。系统10的燃气涡轮发动机12包括馈送空气到燃烧室16的压缩机14和接收从燃烧室排出的热的气体的涡轮机18。布置在压缩机和涡轮机18之间的中间框架部分由围绕舱室(plenum)（26）形成的壳体22部分地限定，燃烧室16(例如，示出为罐状环形燃烧室)和输送管28位于舱室26中。在操作过程中，压缩机14提供压缩空气给舱室26，压缩空气通过舱室26通入到燃烧室16中，在那里空气与燃料(未示出)混合。从燃烧室16退出的燃烧气体移动通过输送管28到涡轮机18，从而提供转动发电机(未示出)的转动。舱室26为保持多个圆周间隔开的燃烧室16的环形室，每个燃烧室16与下游的排气输送管28相关联，热的排出气体通过该输送管28向着涡轮机18通入。涡轮机18包括一系列的静止的静叶30和热的排出气体沿着其流动的可旋转的动叶34。
燃烧室26及热的排出气体沿着其流动的其他部件(例如，静叶和动叶)被冷却以应付热的排出气体否则会在部件材料上形成的高温效应。一般地，至少在涡轮机18内的初始动叶级通过利用从压缩机14的各级引出的处于适当的压力和温度下的空气进行冷却，以实现沿着处于热的排出气体的路径中的材料的外表面的冷却流体的流动。例如，多个冷却开口可以通过动叶的压力侧壁和吸入侧壁形成。传统的，流动通过动叶的基底到翼型部分的冷却流体可以遵循在翼型内的蜿蜒路径以抵达开口。
对于描述的本发明的实施例，冷却流体还流动通过网状冷却通道。网状冷却通道的在先的设计描述在美国专利No.5,370,499中。本发明的特征是提供沿着涡轮机18中的热的排出气体的路径布置在翼型中的冷却通路的各种阵列。热能从翼型的压力和吸入侧壁传递到通过阵列中的冷却通路的冷却流体。一个或者多个模块阵列可以布置在需要冷却的任何翼型中，例如具有温度必须被限制以保持相关部件的完整性的壁的翼型。
参照在此描述的本发明的三个实施例，在图2的透视图中示出的可旋转的涡轮机叶片50是结合了沿着涡轮机18中的热的排出气体的路径的冷却通路的一个或多个阵列的叶片的示例。动叶50包括形成在基底56上的平台54，在基底56下为传统的燕尾形根部60。翼型部分64从平台54向上延伸到动叶的顶部处或附件的上端68。翼型从相对宽的前边缘区域70水平(沿着平台54的平面)延伸到窄的后边缘72。翼型包括压力侧壁74和与压力侧壁相对的吸入侧壁76，每个壁在前边缘区域70和相对窄的后边缘72之间延伸。一系列的孔78沿着后边缘72形成，同样从压缩机14的各个级引出并然后通过涡轮机叶片50的冷却流体通过它们离开动叶内部的通路。尽管孔78示出为缝槽形状的，但是开口可以为多种孔形状中的任一种。如上所述，多个冷却开口80通过压力和吸入侧壁74和76形成。开口80与动叶50(未示出)内的一个或多个腔室流体连通以沿着热的排出气体的路径中的壁74，76的外表面即各个部分通过冷却流体。
如熟知的，涡轮机叶片是铸造件，通常形成有复杂的内部特征以有利于冷却流体流动。在这样的铸造工艺中，根据本发明的多个实施例的冷却通路阵列可以由例如陶瓷型芯形成在涡轮机动叶50的压力侧壁和吸入侧壁74、76之间，尽管也可以使用其它的适当材料。用于制造的示例性工艺可以从MikroInc.,ofCharlottesville.Va获得，参见例如美国专利No.7,141,812，该美国专利在此通过引用而并入。再者，对于附图所示的实施例，冷却通路阵列可以在铸造工艺中彼此一体形成。多个冷却通路阵列可以在铸造工艺中形成以产生沿着动叶50的内部延伸的一系列的冷却阵列。为了描述示例性实施例的特征，在每个阵列中的通路为形成有成对的平行相对壁的矩形形状的空间，但是各个通路可以形成有许多其它几何结构，并且各个通路的截面形状和尺寸可以改变以例如计量冷却气体流。
在本发明的一个示例性应用中，冷却通路阵列100形成在涡轮机动叶50的压力和吸入侧壁74，76之间，从平台54附近延伸到动叶的上端68附近。参见图3A，其提供动叶50沿着图2的线A-A剖开的横截面视图。
阵列100一体地形成有金属铸件的壁74，76及涡轮机动叶50的其他特征。涡轮机动叶50具有在前边缘区域70和后边缘72中间的内部腔室102。其它的腔室，未示出，可以定位在前边缘区域70和腔室102之间。腔室102配置为接收例如来自压缩机14的冷却流体流。通过沿着后边缘72形成的一系列孔78，从腔室102接收的冷却流体移动通过通路阵列100并通过孔78离开动叶。在铸造工艺中，第一和第二系列的冷却通路阵列通过在腔室102和孔78之间延伸的通路形成。再参照图3B，其提供沿着图3A的线3B-3B通过腔室102和阵列100剖开的横截面视图。
阵列100包括沿着第一方向112延伸的第一系列的冷却通路110，以及沿着第二方向122延伸的第二系列的冷却通路120。第一系列的冷却通路110和第二系列的冷却通路120彼此相交。该阵列100还包括多个实心区域124，每个实心区域由第一系列的一对相邻的冷却通路110和第二系列的一对相邻的冷却通路120来限定。实心区域124一体形成为金属铸件的一部分，压力和吸入侧壁74，76由该金属铸件制造。形成的结构128，也就是包括多个实心区域124和相关通路110和120的母体，提供用于冷却流体沿着动叶50的内表面通过的冷却流体的连接路径，用于将热能从压力和吸入侧壁74，76传递到冷却流体。结构128形成腔室102的壁140，具有一系列到通路110和120的入口130，从而基本上形成用于分配冷却流体144到通路中的歧管。
包括在如图3所示的实施例中的本发明的特征是，由多个实心区域124和相关通路110和120形成的最终结构128的特征在于在压力和吸入侧壁之间的厚度可变以及沿着压力和吸入侧壁的厚度可变。厚度作为沿着冷却通路的位置的函数而变化，以使得在第一和第二系列的多个冷却通路中的每个的特征在于，横截面过流面积（flowarea）作为距腔室的距离的函数而减小。如图3A所示，在压力和吸入侧壁74，76之间测量的结构128的厚度沿着壁140为t1，在距离腔室对应后边缘72附近位置的距离处为t2。也就是，t1>t2并且结构128为锥形，从而具有沿着壁140的最大厚度、在后边缘72附近位置处的最小厚度、以及在壁和后边缘之间的连续变化的厚度。所示锥形几何结构为其中该结构沿着从壁140到孔78的路径每单位长度厚度恒定变化。结果，通路110和120的横截面过流面积同样作为壁140和孔78之间的位置的函数变化，以使得通路在壁140附近尺寸最大，在最远离壁的位置处，例如最靠近孔78处尺寸最小。
结构128的上述渐缩特征及在此结构的其他结构，以及相关通路的可变尺寸，可以通过参照制造动叶50的制造型芯元件150而得以进一步理解。元件150为型芯的一部分，其限定腔室102、通路110和120和实心区域124。参见在图3C中的元件150的透视图，该元件150包括邻接实心陶瓷部分102C的网状部分100C。网状部分100C包括安置为十字形构型的一系列栅格构件110C和120C，其分别对应形成通路110和120的开口。实心部分102C对应腔室102。在十字构件110C和120C之间的空穴124C对应与动叶50的其它的部分一体形成的实心区域124。
栅格构件110C和120C从实心部分102C延伸到边缘区域154C，其对应阵列42沿着后边缘72向一系列的孔78过渡。铸造元件150为大致楔形形状或者锥形的，沿着对应与腔室壁140相对的壁160并且最靠近前边缘区域70的边缘160C具有最大厚度，沿着邻接孔78的边缘区域154C具有最小厚度。结果，栅格构件110，120的厚度从沿着边缘160C的最大厚度t1减小到沿着边缘154的最小厚度t2。通过该几何形状，铸造导致在每一通路110和120中的开口的尺寸可变。也就是，通路的横截面的区域作为相对于腔室102和孔78的位置的函数减小。如在此使用的术语横截面是指穿过通路剖开的截面，该截面为与通路的方向相横向的平面，其中所述通路在该平面周围。对于具有圆形形状的横截面的通路，横截面的区域为圆形区域。图3D为代表通路110和120的示例性通路的横截面视图，示出在入口130附近的位置处的通路中的矩形开口的部分172的第一尺寸170(也就是，在横截面中的区域)，以及在后边缘72处或附近的矩形开口的部分176的第二尺寸174(也就是，在横截面中的区域)。这些开口具有相同的高度h，但是宽度w不同，开口部分172的宽度大致等于厚度t1，开口部分176的宽度大致等于铸件型芯厚度tc2。
在本发明的替代实施例中，冷却通路的第一、第二和第三阵列200A，200B和200C形成在涡轮机动叶50的压力侧壁74和吸入侧壁76之间，从平台54附近延伸到动叶的顶端68附近。参见图4A，其提供动叶50的横截面视图，该动叶50具有形成在那里的取代阵列100的阵列200A，200B和200C。图4A的视图是沿着图2的线A-A剖开的。
阵列200A，200B和200C一体地形成有金属铸造壁74，76及涡轮机动叶50的其他特征。涡轮机动叶50具有在前边缘区域70和后边缘72中间的内部腔室102。其它的腔室，未示出，可以定位在前边缘区域70和腔室102之间。阵列200A和200B沿着侧面彼此定位并且腔室200C定位在一对腔室200A，200B和孔78之间。腔室102配置为接收例如来自压缩机14的冷却流体流。通过沿着后边缘72形成的一系列的孔78，从腔室102接收的冷却流体首先沿着平行路径移动通过通路的一对阵列200A和200B中的每个，然后进入到中间或者连接腔室204。从连接腔室204，冷却流体流动到通路阵列200C中，然后通过孔78离开动叶50。在铸造工艺中，每个阵列200A，200B，200C的第一和第二系列的冷却通路通过在腔室102和孔78之间延伸的通路形成。再参见图4B，其提供通过腔室102、通过阵列200A或者200B之一以及通过阵列200C的横截面的示例。图4B的示例对应沿着图4A的线4B-4B1剖开的横截面视图以示出阵列200A和200C的特征，以及对应沿着图4A的线4B-4B2剖开的横截面视图以示出阵列200B和200C的特征。
阵列200A包括沿着第一方向112a延伸的第一系列冷却通路110a，和沿着第二方向122a延伸的第二系列冷却通路120a。第一系列的冷却通路110a与第二系列的冷却通路120a彼此相交。阵列200A还包括多个实心区域124a，每个实心区域由第一系列的一对相邻的冷却通路110a和第二系列的一对相邻的冷却通路120a限定。实心区域124a一体形成为制造压力和吸入侧壁74，76的金属铸件的一部分。形成的结构128a，也就是包括多个实心区域124a和相关通路110a和120a的母体，提供用于冷却流体沿着动叶50的内表面通过以便将热能从压力和吸入侧壁74，76传递到冷却流体的连接路径。结构128a形成腔室102的壁部分210a，具有一系列的到通路110a和120a的入口130a，从而大致形成用于分配冷却流体144到阵列200A的通路中的歧管。结构128a还形成腔室204的与阵列200C相对的壁部分212a，具有来自通路110a和120a的一系列出口216a。
阵列200B包括沿着第一方向112b延伸的第一系列冷却通路110b，和沿着第二方向122b延伸的第二系列冷却通路120b。第一系列的冷却通路110b与第二系列的冷却通路120b彼此相交。阵列200B还包括多个实心区域124b，每个实心区域由第一系列的一对相邻的冷却通路110b和第二系列的一对相邻的冷却通路120b限定。实心区域124b一体形成为制造压力和吸入侧壁74，76的金属铸件的一部分。形成的结构128b，也就是包括多个实心区域124b和相关通路110b和120b的母体，提供用于冷却流体沿着动叶50的内表面通过以便将热能从压力和吸入侧壁74，76传递到冷却流体的连接路径。结构128b形成腔室102的壁部分210b，具有一系列的到通路110b和120b的入口130b，从而大致形成用于分配冷却流体144到阵列200B的通路中的歧管。结构128b还形成腔室204的与阵列200C相对的壁部分212b，具有来自通路110b和120b的一系列出口216b。
阵列200C包括沿着第一方向112c延伸的第一系列冷却通路110c，和沿着第二方向122c延伸的第二系列冷却通路120c。第一系列的冷却通路110c与第二系列的冷却通路120c彼此相交。阵列200C还包括多个实心区域124c，每个实心区域由第一系列的一对相邻的冷却通路110c和第二系列的一对相邻的冷却通路120c限定。实心区域124c一体形成为制造压力和吸入侧壁74，76的金属铸件的一部分。形成的结构128c，也就是包括多个实心区域124c和相关通路110c和120c的母体，提供用于冷却流体沿着动叶50的内表面通过以便将热能从压力和吸入侧壁74，76传递到冷却流体的连接路径。结构128c形成腔室204的壁220，该壁220与结构128a和128b的壁部分212a和212b相对。沿着壁220，形成有到通路110c和120c的一系列入口130c，从而大致形成用于分配冷却流体144到阵列200C的通路中的歧管。通路110c和120c终止于一系列出口230，所述出口230与一系列孔78邻接或者汇合到一系列孔78中。
包括在如图4所示的实施例中的本发明的特征是形成的结构128a，128b和128c，其类似于图3的结构128，由多个实心区域124和相关通路110和120形成，其特征在于，在压力和吸入侧壁之间且沿着压力和吸入侧壁的厚度是可变的。所述厚度作为沿着冷却通路的位置的函数而变化以使得第一和第二系列的每个阵列的多个冷却通路的每个的特征在于，横截面过流面积作为距腔室的距离的函数而减小。如图4A所示，在压力和吸入侧壁74，76之间所测得的结构128a的厚度沿着结构壁部分210a比该结构沿着腔室204中的壁部分212a的厚度更大。类似地，在压力和吸入侧壁74，76之间测侧的结构128b的厚度沿着结构壁部分210b比该结构沿着腔室204中的壁部分212b的厚度更大。结构128a和128b中的厚度变化类似于阵列100的特征，t1>t2，从而结构128a和128b为锥形的，沿着腔室102中的壁具有最大厚度，在最靠近后边缘72的位置处厚度最小，在腔室102中的壁和后边缘之间的厚度连续变化。所示锥形几何结构是这样的结构：其中结构128a或者128b沿着从腔室102中的壁到腔室204的路径在每单位长度厚度方面具有恒定变化。结果，通路110a，110b和120a，120b的横截面过流面积同样作为腔室102和腔室204之间的位置的函数而变化，以使得通路在腔室102附近具有最大尺寸，在腔室204附近，也就是在最远离腔室102的位置具有最小尺寸。
如图4所示的本发明的实施例的另一特征在于，形成的结构128c，类似于图3的结构，由多个实心区域124c和相关联的通路110c和120c形成，其特征在于，在压力和吸入侧壁之间且沿着压力和吸入侧壁的厚度是可变的。所述厚度作为沿着冷却通路的位置的函数而变化以使得第一和第二系列的阵列200C的多个冷却通路中的每个的特征在于，横截面过流面积作为距离腔室204的距离的函数而减小。如图4A所示，在压力和吸入侧壁74，76之间测量的结构128c的厚度沿着壁220比该结构沿着一系列出口230的厚度更大。
沿着结构128c的该厚度变化类似于具有t1>t2的阵列100的特征，结构128c为锥形，沿着腔室102中的壁220具有最大厚度，在最靠近后边缘72的位置具有最小厚度，在壁220和后边缘之间厚度连续变化。所示锥形几何结构是这样的结构：其中结构128c沿着从腔室204中的壁220到出口230的通路在每单位长度厚度上恒定变化。
结果，通路110c和120c的横截面过流面积同样作为腔室204和出口230之间的位置的函数变化，以使得通路在腔室204附近具有最大尺寸，在出口230附近，即最远离腔室204的位置处，具有最小尺寸。通路110c和120c的横截面过流面积的该变化随着流体前进通过动叶的最窄部分,也就是，沿着与后边缘72相邻的壁的部分，增大冷却流体的速度。这会是特别有利的，因为速度增大可以在燃气涡轮机翼型的相对窄的可以包括直到总叶片外表面区域的三分之一的后边缘部分产生更高的热传递速率。通过将后边缘制造得相对薄以为了空气动力学效率，以及在关于彼此相对靠近的两个相对的壁面上接收热输入，相对高的冷却液流速对于提供维持机械完整性所需的热传递速率是理想的。根据本发明，通路110c和120c的横截面过流面积的变化随着流体前进通过动叶的窄的部分而增大冷却流体速度，以最大化从壁74和76到流动通过通路的冷却流体的热传递速率。
在结构128a，128b和128c中结合通路的阵列200A，200B和200C的涡轮机动叶50的以上描述的特征，以及相关通路的可变尺寸，可以参照制造该替代实施例的动叶50的铸造型芯的元件250得以进一步理解。元件250是型芯的一部分，其限定腔室102、通路110a，110b，110c和120a，120b和120c、腔室204和实心区域124a，124b和124c。参见图4C中的元件250的局部透视图，该元件250包括一对间隔开的邻接实心陶瓷部分102C的网状部分300A和300B。网状部分300A对应通路阵列200A以及由其铸造的结构128a，网状部分300B对应通路阵列200B以及由其铸造的结构128b。网状部分300B是栅格构件阵列260，网状部分300A是栅格构件阵列270。在阵列260和270中的栅格构件类似于图3C的铸造型芯元件150的一系列的栅格构件110C和120C。也就是，每个阵列260，270的栅格构件安置为十字形构型，分别对应形成通路110a，120a和110b，120b的开口。实心部分102C对应腔室102。在阵列260中的十字构件之间的空穴对应与动叶50的其它的部分一体形成的实心区域124a，在阵列270中的十字构件之间的空穴对应同样与动叶50的其它部分一体形成的实心区域124b。栅格构件阵列260和270每个从实心部分102C延伸到对应腔室204的第二实心部分204C。
第三网状部分300C邻接实心陶瓷部分204C并对应通路阵列200C和结构128c。网状部分300C包括栅格构件阵列280，每个构件类似于图3C的铸造型芯元件150的一系列栅格构件110C和120C。也就是，在阵列280中的栅格构件设置为十字形构型，并分别对应形成通路110c和120c的开口。网状部分300C的最远离实心陶瓷部分204C的边缘区域290C对应阵列200C沿着后边缘72到一系列孔78的过渡部分。
铸造元件250为大致楔形形状或者锥形的，沿着从实心部分102到一对间隔开的网状部分300A和300B的过渡部分或者在该过渡部分附近具有最大厚度，沿着边缘区域290C具有最小厚度。
结果，阵列280中的栅格构件的厚度从沿着阵列到实心部分102C的过渡部分或者在该过渡部分附近的最大厚度减小到沿着边缘区域290C或者在该边缘区域290C附近的最小厚度。通过该几何结构，铸造元件250提供用于每一通路110c和120c中的开口的可变尺寸。也就是，通路110c和120c的横截面积作为相对于腔室204和孔78的位置的函数而减小。
类似于如图3D所示的横截面视图(其为通路110和120的示例性通路，并示出开口的第一和第二尺寸部分)，在阵列200C中的通路的入口130c附近的开口和在阵列200C中的通路的出口230附近的开口具有相同高度h，但是宽度w不同，在出口230附近的开口部分的宽度小于在入口130c附近的开口部分的宽度。
如图4所示的实施例的优点在于，型芯元件250可以设计成提供阵列200A中的通路，所述通路尺寸适合以传输比阵列200B中的通路更大的体积流量。通过与阵列200B间隔开的阵列200A，中间分隔部252定位在阵列之间，并可以具有不同的通路密度，也就是，在阵列之一中的通路比在另一阵列中的通路彼此更为靠近，或者，在阵列之一中的通路比在另一阵列中的通路具有更大的过流开口以适应更大的流率。该特征可以提供沿着压力侧壁74比沿着吸入侧壁76更高的热传递速率。
作为该设计灵活性的第一例子，图5A和5B是通过动叶50的横截面视图，其示出阵列200A和200B的设计变型。为了示出阵列中的网状图案的差异，图5A的视图是沿着阵列200A(例如，沿着图4A的线4B-4B1)剖开，图5B的视图是沿着阵列200B(例如，沿着图4A的线4B-4B2)剖开。如关于图3D提交的，阵列结构128a和128b的渐缩导致通路的宽度w作为动叶的前边缘区域和后边缘之间的位置的函数而变化。如图5A和5B所示，通路的高度在阵列之间并不相同，从而使得一个阵列相对于另一个阵列的通路的体积流量不同。具体地，阵列200A的通路的高度h1大于阵列200B的通路的高度h2。
作为该设计灵活性的第二例子，图6A和6B是通过动叶50的局部横截面视图，其示出阵列200A和200B的设计变型。为了示出在阵列中的网状图案的密度的差异，图6A的视图是沿着阵列200A(例如，沿着图4A的线4B-4B1)剖开，图6B的视图是沿着阵列200B(例如，沿着图4A的线4B-4B2)剖开。为了示例简洁，结构128a的通路110a和120a示出为具有与结构128b的通路110b和120b相同的高度h，但是根据图5所示的例子这些高度可以不同。结构128a和128b的实心区域124a和124b示出为相同的四边形形状的，但是具有不同尺寸，以使得区域124a小于区域124b。也就是，区域124a的每一边的长度l1小于区域124b的边的长度l2。结果，设置在结构128a中的通路110a和120a的数量大于设置在结构128b中的通路110b和120b的数量。也就是，通路110a和120a的间距小于通路110b和120b的间距。这使得结构128a提供的与压力侧壁74的热交换比结构128B提供的与吸入侧壁76的热交换水平更高。
本发明已经在叶片例如涡轮机动叶以及具有压缩机、燃烧室和涡轮机的燃气涡轮发动机、包括叶片的涡轮机方面进行了描述。在每一方面，叶片的实施例具有前边缘和后边缘，在前边缘和后边缘之间延伸的相对的压力和吸入侧壁，以及在前边缘和后边缘的中间的内部腔室。同样地，根据示例性的实施例，腔室配置为接收冷却流体流，叶片具有包含在腔室和一系列的沿着后边缘定位的孔之间延伸的冷却通路的第一结构，从腔室接收的冷却流体通过所述孔离开叶片。第一结构包括沿着第一方向延伸的第一系列的冷却通路和沿着第二方向延伸的第二系列的冷却通路。第二系列的冷却通路与第一系列的冷却通路相交。第一结构包括多个实心区域，每个实心区域由第一系列的一对相邻的冷却通路和第二系列的一对相邻的冷却通路限定，该结构的特征在于，在压力和吸入侧壁之间的厚度作为沿着冷却通路的位置的函数而变化。在第一和第二系列的多个冷却通路中的每个的特征在于，横截面过流面积作为距离腔室的距离的函数而减小。同样地，根据公开的例子，第一系列的冷却通路沿着第一方向大致彼此平行地延伸，第二系列的冷却通路沿着第二方向大致彼此平行地延伸。
如图4A和4B所示，叶片可包括一个或多个其它结构，每个与第一结构以及压力和吸入侧壁一体形成，并且同样在压力和吸入侧壁之间延伸。相应地，一个或多个其它结构的每一个包括沿着第一方向延伸的第一系列的冷却通路以及沿着第二方向延伸的第二系列的冷却通路，第二系列的冷却通路与第一系列的冷却通路相交。虽然图4A示出平行设置的两个这样的结构128a和128b，其后是结构128c，但是，还可以想到其它的配置，例如，在阵列中提供替代这两个结构128a，128b的结构，其后为结构128c。
如图4A和4B所示，第一结构和第二结构可每个形成腔室的壁的一部分，具有到沿着腔室的壁形成的第一和第二结构中的冷却通路中的多个的入口。另外一个结构，例如结构128c，可在第一和第二结构的每一个和沿着后边缘定位的一系列的孔之间延伸，以使得在该另外一个结构中的冷却通路定位来接收来自第一和第二结构之一或者二者的冷却流体并使得冷却流体通过孔。如图所示，另外的结构，例如，结构128c，可以与第一和第二结构间隔开，尽管它们一体地形成并形成在叶片的压力和吸入侧壁之间。
第二结构可包括多个实心区域，每个实心区域由第一系列的一对相邻的冷却通路和第二系列的一对相邻的冷却通路限定，该结构的特征在于，在压力和吸入侧壁之间的厚度作为沿着冷却通路的位置的函数而变化。再次参见图4A和4B。第一和第二系列的多个冷却通路的每个的特征在于，横截面过流面积作为距离腔室的距离的函数而减小。
同样已经描述了用于操作燃气涡轮发动机，由此冷却流体影响从涡轮机部分中的翼型的压力侧壁的热传递的方法。翼型，如上面描述的，是这样类型的：具有前边缘、后边缘和一系列沿着后边缘的用于传输冷却流体的孔。所述方法包括在翼型内设置腔室，用于接收冷却流体，以及提供一系列的在腔室和孔之间延伸的通路。多个通路的横截面面积作为距离腔室的距离的函数而变化，以使得当接收在腔室中的流体前进通过通路时，流体随着流体移动远离腔室并向着孔移动而增大流动速度。在该方法的一个示例性实施例中，提供通路的步骤包括形成通路，第一系列的通路沿着第一方向延伸，第二系列的通路沿着第二方向延伸，以使得第二系列的通路与第一系列的通路相交。
再者，参照图3C(以及参见图4C)，已经示出用于制造以上描述的翼型的铸造型芯元件。该元件包括限定用于接收冷却流体的翼型的腔室的实心陶瓷部分和包括一系列的栅格构件的邻接实心陶瓷部分的网状部分。栅格构件安置为相交的十字形构型，每个与用于翼型中的冷却流体的运动的通路相对应。网状部分包括在相交的栅格构件之间的一系列空穴，每个对应定位在叶片的相交通路之间的实心区域。栅格构件从实心部分延伸到对应相对靠近后边缘的翼型的一部分的边缘区域，在所述后边缘处沿着后边缘的过渡到一系列孔的通路用于传输冷却流体。铸造元件的网状部分为锥形形状的，沿着邻接实心陶瓷部分的远边缘具有更大厚度，沿着对应通路的到孔的过渡部分的边缘区域具有更小厚度。栅格构件的厚度因此从沿着远边缘的第一厚度减小到沿着对应通路的到孔的过渡部分的边缘区域的更小厚度。
尽管本发明的各实施例已经在此被示出和描述，但是，显然，这些实施例仅仅是通过例子的方式提供的。本领域技术人员可以进行许多修改和变化。在此，可以进行许多变化、修改和替换，但是并不脱离本发明。相应地，意在的是，本发明仅仅由所附权利要求的精神和范围限定。

Claims (12)

1.一种燃气涡轮发动机(12)，包括压缩机(14)、燃烧室(16)和涡轮机(18)，所述涡轮机包括具有前边缘(70)、后边缘(72)和内部腔室(102)类型的翼型(64)，其中相对的压力侧壁(74)和吸入侧壁(76)在所述前边缘和所述后边缘之间延伸，所述内部腔室位于该前边缘和该后边缘中间，所述腔室配置为接收冷却流体流，所述翼型包括第一结构(128)，该第一结构包含在所述腔室和沿着所述后边缘定位的一系列孔(78)之间延伸的冷却通路(110，120)，从腔室接收的冷却流体通过该孔离开所述翼型，所述第一结构包括：
沿着第一方向延伸的第一系列的冷却通路(110)；
沿着第二方向延伸的第二系列的冷却通路(120)，第二系列的冷却通路与第一系列的冷却通路相交，
所述第一结构包括多个实心区域(124)，每个实心区域由一对相邻的第一系列的冷却通路和一对相邻的第二系列的冷却通路限定，其中所述结构具有在压力侧壁和吸入侧壁之间的作为沿着冷却通路的位置的函数变化的厚度，以使得第一和第二系列的多个冷却通路的每一个具有随着距所述腔室的距离的增加而减小的横截面过流面积。
2.如权利要求1所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，第一系列的冷却通路(110)沿着第一方向大致彼此平行地延伸，第二系列的冷却通路(120)沿着第二方向大致彼此平行地延伸。
3.如权利要求1所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，所述第一结构(128)与压力侧壁(74)和吸入侧壁(76)一体形成并在压力侧壁和吸入侧壁之间延伸。
4.如权利要求3所述的燃气涡轮发动机(12)，包括一个或多个其它结构(128b，128c)，所述其它结构的每个与第一结构(128a)以及压力侧壁(74)和吸入侧壁(76)一体形成并且同样在压力侧壁和吸入侧壁之间延伸，一个或多个其它结构的每一个包括沿着第一方向延伸的第一系列的冷却通路(110b，110c)和沿着第二方向延伸的第二系列的冷却通路(120b，120c)，第二系列的冷却通路与第一系列的冷却通路相交。
5.如权利要求4所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，第一结构(128a)和第二结构(128b)每个形成腔室(102)的壁的一部分(210a，210b)，具有通向沿着腔室的壁形成的第一和第二结构中的冷却通路(110a，110b，120a，120b)中的多个冷却通路的入口，其中所述第二结构包括沿着第一方向延伸的第一系列的冷却通路，沿着第二方向延伸的第二系列的冷却通路，第二系列的冷却通路与第一系列的冷却通路相交。
6.如权利要求5所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，一个所述其它结构(128c)在第一和第二结构(128a，128b)中的每一个与沿着后边缘(72)定位的一系列孔(78)之间延伸，以使得在一个所述其它结构中的冷却通路(110c，120c)定位成接收来自第一和第二结构之一或二者的冷却流体，并使得冷却流体通过孔。
7.如权利要求6所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，所述其它结构(128c)与所述第一和第二结构(128a，128b)间隔开，同时与其一体形成并且位于翼型(64)的压力侧壁(74)和吸入侧壁(76)之间。
8.如权利要求5所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，所述第二结构(128b)包括多个实心区域(124b)，每个实心区域由一对相邻的第一系列的冷却通路(110b)和一对相邻的第二系列的冷却通路(120b)限定，其中所述结构具有在压力侧壁(74)和吸入侧壁(76)之间的作为沿着冷却通路的位置的函数而变化的厚度，以使得在第一和第二系列的多个冷却通路中的每个具有随着距腔室(102)的距离的增加而减小的横截面过流面积。
9.如权利要求7所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，所述其它结构(128c)包括多个实心区域(124c)，每个实心区域由一对相邻的第一系列的冷却通路(110c)和一对相邻的第二系列的冷却通路(120c)限定，其中所述结构具有在压力侧壁(74)和吸入侧壁(76)之间的作为沿着冷却通路的位置的函数而变化的厚度，以使得在第一和第二系列的多个冷却通路中的每个具有随着距腔室(102)的距离的增加而减小的横截面过流面积。
10.如权利要求8所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，第一结构(128a)的实心区域(124a)和所述第二结构(128b)的实心区域(124b)具有在第一系列的相关联的成对的相邻的冷却通路(110a，110b)和第二系列的相关联的成对的相邻的冷却通路(120a，120b)之间的面积，在第一结构的实心区域之一的面积小于所述第二结构的实心区域之一的面积。
11.如权利要求10所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，第一结构(128a)的多个实心区域(124a)的每一个的面积小于所述第二结构(128b)的多个实心区域(124b)的每个的面积。
12.如权利要求10所述的燃气涡轮发动机(12)，其中，第一结构(128a)的实心区域(124a)的每一个的面积小于所述第二结构(128b)的实心区域(124b)的每一个的面积。
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