CN103089325A - 翼型件及其制造方法 - Google Patents

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CN103089325A CN2012104261571A CN201210426157A CN103089325A CN 103089325 A CN103089325 A CN 103089325A CN 2012104261571 A CN2012104261571 A CN 2012104261571A CN 201210426157 A CN201210426157 A CN 201210426157A CN 103089325 A CN103089325 A CN 103089325A
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Abstract

本发明涉及翼型件及其制造方法，提供了一种翼型件(204)。该翼型件包括前缘(212)、后缘(214)、从前缘延伸至后缘的一对侧部(208,210)、以及限定在侧部之间的内部冷却流动通道(220)，其中，通道具有通道轴线(222)，冷却空气沿该通道轴线(222)流动。翼型件还包括多个流动路径(256,260,264,268,272,276,280,284,288)，其延伸通过侧部中的至少一个，使得流动路径被构造成从通道排放冷却空气，其中，流动路径中的每一个具有定向为以锐角与通道轴线相交的间断的流动路径轴线(258,262,266,270,274,278,282,286,290)。

Description

翼型件及其制造方法
技术领域
本公开的领域大体上涉及翼型件，并且更具体而言，涉及燃气涡轮发动机翼型件及其制造方法。
背景技术
大多数已知的燃气涡轮发动机具有压缩机系统、燃烧系统和涡轮系统。在操作期间，来自压缩机系统的压缩空气被导入燃烧系统，并且压缩空气在燃烧系统中与燃料混合并点燃以产生燃烧气体的流。燃烧气体的流被导入涡轮系统，涡轮系统包括具有紧接着环形转子的环形定子的至少一个级。定子具有一行定子翼型件(即，定子静叶)，并且转子具有一行转子翼型件(即，转子叶片)。这样，燃烧气体流过定子静叶并在转子叶片上流动以使转子旋转，这为压缩机系统或发电机产生轴功率。
已知增加与燃烧过程相关的温度会导致燃烧气体温度的增加和因此发动机操作效率的增加。还已知增加燃烧气体温度会在涡轮系统的翼型件上引起显著的热应力，从而缩短涡轮翼型件的使用寿命。因此，至少一些已知的涡轮翼型件经由从翼型件的孔口排放冷却空气的冷却过程来冷却，这使得翼型件能够更好地经受燃烧气体流中的温度增加。然而，还已知将冷却空气排入燃烧气体流中会降低燃烧气体的温度，从而减损将经由燃烧过程中的温度增加获得的操作效率。因此，将有用的是提供能以增加翼型件的使用寿命且对发动机操作效率影响较小的方式冷却的翼型件。
发明内容
在一方面，提供了一种翼型件。翼型件包括前缘、后缘以及从前缘延伸至后缘的一对侧部。翼型件还包括限定在侧部之间的内部冷却流动通道，其中，通道具有通道轴线，冷却空气沿通道轴线流动。翼型件还包括多个流动路径，其延伸通过侧部中的至少一个，使得流动路径被构造成从通道排放冷却空气，其中，流动路径中的每一个具有定向为以锐角与通道轴线相交的间断的流动路径轴线。
在另一方面，提供了一种制造翼型件的方法。该方法包括形成前缘、后缘以及从前缘延伸至后缘的一对侧部。该方法还包括在侧部之间形成内部冷却流动通道，其中，通道具有通道轴线，冷却空气沿通道轴线流动。该方法还包括形成多个流动路径，其延伸通过侧部中的至少一个，使得流动路径被构造成从通道排放冷却空气，其中，流动路径中的每一个具有定向为以锐角与通道轴线相交的间断的流动路径轴线。在该方法中，形成多个流动路径包括将流动路径中的每一个形成为包括通槽段和三角形段。将流动路径中的每一个形成为包括通槽段和三角形段包括将通槽段中的每一个形成为大体L形。形成内部冷却流动通道包括形成通道使得通道靠近后缘沿翼型件的大致翼展方向定向，并且形成多个流动路径包括形成流动路径使得锐角为面向内的锐角。形成流动路径使得锐角为面向内的锐角包括将面向内的锐角中的每一个形成为在约20°和约70°之间，或者，形成流动路径使得锐角为面向内的锐角包括使面向内的锐角中的每一个形成为约35°。形成多个流动路径还包括形成流动路径轴线使得流动路径轴线被定向为以大致直角与后缘相交。
在另一方面，提供了一种燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机包括燃烧系统和燃烧系统下游的涡轮系统。涡轮系统包括翼型件，其具有前缘、后缘、从前缘延伸至后缘的一对侧部以及限定在侧部之间的内部冷却流动通道，其中，通道具有通道轴线，冷却空气沿通道轴线流动。翼型件还具有多个流动路径，其延伸通过侧部中的至少一个，使得流动路径被构造成从通道排放冷却空气，其中，流动路径中的每一个具有定向为以锐角与通道轴线相交的间断的流动路径轴线。在该燃气涡轮发动机中，流动路径中的每一个包括通槽段和三角形段。通槽段中的每一个为大体L形。通道靠近后缘沿翼型件的大致翼展方向定向，使得锐角为面向内的锐角。面向内的锐角中的每一个在约20°和约70°之间，或者，面向内的锐角中的每一个为约35°。
附图说明
图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图；
图2是图1所示燃气涡轮发动机的涡轮系统的示例性转子叶片的透视图；
图3是图2所示转子叶片的顶视图；以及
图4是沿线4-4截取的图3所示转子叶片的剖视图。
附图标记：
100   燃气涡轮发动机
102   风扇系统
104   压缩机系统
106   燃烧系统
108   高压涡轮系统
110   低压涡轮系统
112   排气系统
200   转子叶片
202   平台段
204   翼型件
206   叶片顶部
208   第一成形侧壁
210   第二成形侧壁
212   前缘
214   后缘
218   冷却孔口的构型
220   内部冷却流动通道
222   通道轴线
224   内边界
226   外边界
228   第一导向指状物
230   第二导向指状物
232   第三导向指状物
234   第四导向指状物
236   第五导向指状物
238   第六导向指状物
240   第七导向指状物
242   第八导向指状物
244   第九导向指状物
246   第十导向指状物
248   内轮廓
250   外轮廓
252   底面
254   指状物顶端
256   第一流动路径
258   第一流动路径轴线
260   第二流动路径
262   第二流动路径轴线
264   第三流动路径
266   第三流动路径轴线
268   第四流动路径
270   第四流动路径轴线
272   第五流动路径
274   第五流动路径轴线
276   第六流动路径
278   第六流动路径轴线
280   第七流动路径
282   第七流动路径轴线
284   第八流动路径
286   第八流动路径轴线
288   第九流动路径
290   第九流动路径轴线
292   第十流动路径
294   第十流动路径轴线
296   第十一流动路径
298   第十一流动路径轴线
300   第一通槽段
302   第一三角形(delta)段
304   第一面向内的锐角
306   第一大致直角
308   第二通槽段
310   第二三角形段
312   第二面向内的锐角
314   第二大致直角
316   第三通槽段
318   第三三角形段
320   第三面向内的锐角
322   第三大致直角
324   第四通槽段
326   第四三角形段
328   第四面向内的锐角
330   第四大致直角
332   第五通槽段
334   第五三角形段
336   第五面向内的锐角
338   第五大致直角
340   第六通槽段
342   第六三角形段
344   第六面向内的锐角
346   第六大致直角
348   第七通槽段
350   第七三角形段
352   第七面向内的锐角
354   第七大致直角
356   第八通槽段
358   第八三角形段
360   第八面向内的锐角
362   第八大致直角
364   第九通槽段
366   第九三角形段
368   第九面向内的锐角
370   第九大致直角
372   第十通槽段
374   第十三角形段
376   第十大致直角
378   第十大致直角
382   第十一通槽段
384   第十一三角形段
386   第十一面向外的锐角
394   流。
具体实施方式
以下的详细描述以示例的方式而非以限制的方式阐述了翼型件及其制造方法。该描述应明显地使本领域的普通技术人员能够制造和使用翼型件，并且该描述阐述了翼型件的若干实施例、改型、变型、备选方案和用途，包括目前认为是其最佳模式的方案。翼型件在本文中被描述为应用于优选实施例，即燃气涡轮发动机的涡轮系统。然而，可以想到，翼型件及其制造方法在广泛的系统和/或各种其它商业、工业和/或消费应用中具有普遍的应用。
图1是示例性燃气涡轮发动机100的示意图，其包括风扇系统102、压缩机系统104、燃烧系统106、高压涡轮系统108、低压涡轮系统110和排气系统112。在操作中，空气流过风扇系统102并被供应至压缩机系统104。压缩空气从压缩机系统104输送至燃烧系统106，在此其与燃料混合并点燃以产生燃烧气体。燃烧气体从燃烧系统106流过涡轮系统108、110并经由排气系统112离开燃气涡轮发动机100。在其它实施例中，燃气涡轮发动机100可包括以任何合适方式布置的任何合适数量的风扇系统、压缩机系统、燃烧系统、涡轮系统和/或排气系统。
图2和图3分别是高压涡轮系统108的示例性转子叶片200的透视图和顶视图。在示例性实施例中，转子叶片200包括平台段202和与平台段202一体地形成且从其延伸的翼型件204。在其它实施例中，翼型件204可被构造用作高压涡轮系统108的定子静叶。备选地，翼型件204可被构造用于燃气涡轮发动机100的任何合适系统(例如，低压涡轮系统110)中。
在示例性实施例中，翼型件204在从转子叶片200的平台段202到转子叶片200的叶片顶部206的翼展(span)中延伸。翼型件204包括在前缘212和相对的后缘214处会聚的第一成形侧壁208和第二成形侧壁210。第一成形侧壁208为凸形的且限定翼型件204的吸入侧，并且第二成形侧壁210为凹形的且限定翼型件204的压力侧。如下文更详细描述的，翼型件204具有在第二成形侧壁210上靠近后缘214的大体翼展方向的冷却孔口构型218。在其它实施例中，侧壁208、210可具有任何合适的轮廓，并且冷却孔口构型218可在翼型件204上具有任何合适的取向和位置。
图4是沿图3的线4-4截取的翼型件204的剖视图。在示例性实施例中，翼型件204具有设置在第一侧壁208和第二侧壁210之间的内部冷却流动通道220，并且通道220具有通道轴线222(即，中心轴线)，通道轴线222沿大体翼展方向定向，使得通道220与冷却孔口构型218流动连通，如下文更详细描述的。冷却孔口构型218包括内边界224、外边界226以及与第一成形侧壁208和第二成形侧壁210一体地形成的多个间隔开的导向指状物，即，第一导向指状物228、第二导向指状物230、第三导向指状物232、第四导向指状物234、第五导向指状物236、第六导向指状物238、第七导向指状物240、第八导向指状物242、第九导向指状物244和第十导向指状物246。每个导向指状物228、230、232、234、236、238、240、242、244、246具有内轮廓248和外轮廓250，内轮廓248和外轮廓250在底面252和指状物顶端254处接合在一起且在它们之间延伸。在示例性实施例中，底面252定向为大致平行于通道轴线222。在一些实施例中，底面252可具有便于使翼型件204能够如本文所述工作的任何合适的取向。在其它实施例中，翼型件204可具有任何合适数量的导向指状物。如本文所用，术语“内”是指沿翼型件204的翼展定位成相比叶片顶部206更靠近平台段202，而术语“外”是指沿翼型件204的翼展定位成相比平台段202更靠近叶片顶部206。类似地，术语“面向内”是指面朝平台段202而不是面朝叶片顶部206，而术语“面向外”是指面朝叶片顶部206而不是面朝平台段202。
这样，第一流动路径256沿第一流动路径轴线258(即，中心轴线)限定在内边界224和第一导向指状物228的内轮廓248之间；第二流动路径260沿第二流动路径轴线262(即，中心轴线)限定在第一导向指状物228的外轮廓250和第二导向指状物230的内轮廓248之间；第三流动路径264沿第三流动路径轴线266(即，中心轴线)限定在第二导向指状物230的外轮廓250和第三导向指状物232的内轮廓248之间；第四流动路径268沿第四流动路径轴线270(即，中心轴线)限定在第三导向指状物232的外轮廓250和第四导向指状物234的内轮廓248之间；第五流动路径272沿第五流动路径轴线274(即，中心轴线)限定在第四导向指状物234的外轮廓250和第五导向指状物236的内轮廓248之间；第六流动路径276沿第六流动路径轴线278(即，中心轴线)限定在第五导向指状物236的外轮廓250和第六导向指状物238的内轮廓248之间；第七流动路径280沿第七流动路径轴线282(即，中心轴线)限定在第六导向指状物238的外轮廓250和第七导向指状物240的内轮廓248之间；第八流动路径284沿第八流动路径轴线286(即，中心轴线)限定在第七导向指状物240的外轮廓250和第八导向指状物242的内轮廓248之间；第九流动路径288沿第九流动路径轴线290(即，中心轴线)限定在第八导向指状物242的外轮廓250和第九导向指状物244的内轮廓248之间；第十流动路径292沿第十流动路径轴线294(即，中心轴线)限定在第九导向指状物244的外轮廓250和第十导向指状物246的内轮廓248之间；并且第十一流动路径296沿第十一流动路径轴线298(即，中心轴线)限定在第十导向指状物246的外轮廓250和外边界226之间。
第一流动路径256包括第一通槽段300和第一三角形段302，并且第一通槽段300成形为使得第一流动路径轴线258以第一面向内锐角304与通道轴线222相交并以第一大致直角306与后缘214相交。第二流动路径260包括第二通槽段308和第二三角形段310，并且第二通槽段308成形为使得第二流动路径轴线262以第二面向内锐角312与通道轴线222相交并以第二大致直角314与后缘214相交。第三流动路径264包括第三通槽段316和第三三角形段318，并且第三通槽段316成形为使得第三流动路径轴线266以第三面向内锐角320与通道轴线222相交并以第三大致直角322与后缘214相交。第四流动路径268包括第四通槽段324和第四三角形段326，并且第四通槽段324成形为使得第四流动路径轴线270以第四面向内锐角328与通道轴线222相交并以第四大致直角330与后缘214相交。第五流动路径272包括第五通槽段332和第五三角形段334，并且第五通槽段332成形为使得第五流动路径轴线274以第五面向内锐角336与通道轴线222相交并以第五大致直角338与后缘214相交。
类似地，第六流动路径276包括第六通槽段340和第六三角形段342，并且第六通槽段340成形为使得第六流动路径轴线278以第六面向内锐角344与通道轴线222相交并以第六大致直角346与后缘214相交。第七流动路径280包括第七通槽段348和第七三角形段350，并且第七通槽段348成形为使得第七流动路径轴线282以第七面向内锐角352与通道轴线222相交并以第七大致直角354与后缘214相交。第八流动路径284包括第八通槽段356和第八三角形段358，并且第八通槽段356成形为使得第八流动路径轴线286以第八面向内锐角360与通道轴线222相交并以第八大致直角362与后缘214相交。第九流动路径288包括第九通槽段364和第九三角形段366，并且第九通槽段364成形为使得第九流动路径轴线290以第九面向内锐角368与通道轴线222相交并以第九大致直角370与后缘214相交。
这样，每个轴线258、262、266、270、274、278、282、286、290在其相应的流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288的中间段处间断(例如，成角度或改变方向)。在示例性实施例中，流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288在相对于通道轴线222成锐角的第一方向上接纳冷却空气，并且在不同于第一方向且大致垂直于后缘214的第二方向上排放冷却空气。在一个实施例中，锐角304、312、320、328、336、344、352、360、368基本上相同且在约20°和约70°之间。在另一个实施例中，锐角304、312、320、328、336、344、352、360、368基本上相同且为约35°。在示例性实施例中，每个通槽段300、308、316、324、332、340、348、356、364为大体L形。在其它实施例中，通槽段300、308、316、324、332、340、348、356、364可具有使流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288能够如本文所述接纳和排放冷却空气的任何合适的形状。
在示例性实施例中，第十流动路径292包括第十通槽段372和第十三角形段374，并且第十通槽段372成形为使得第十流动路径轴线294以第十大致直角376、378与通道轴线222和后缘214相交。另外，第十一流动路径296包括第十一通槽段382和第十一三角形段384，并且第十一通槽段382成形为使得第十一流动路径轴线298以第十一面向外锐角386与通道轴线222相交。
在示例性实施例的操作期间，冷却空气的流394沿通道轴线222被引导通过通道220并且经由流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288、292、296从通道220排放。由于流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288具有以面向内的锐角304、312、320、328、336、344、352、360、368定向的流动路径轴线258、262、266、270、274、278、282、286、290，因而通道220中的冷却空气流394在进入流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288之后减速。更具体而言，通槽段300、308、316、324、332、340、348、356、364相对于通道轴线222的锐角取向为冷却空气形成更曲折的路径，并且因此便于使冷却空气在从通道220进入流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288之后减速，从而降低冷却空气从流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288排放的速率。另外，由于第十流动路径轴线294以第十大致直角376与通道轴线222相交，因而冷却空气以比冷却空气进入流动路径256、260、264、268、272、276、280、284、288的速率更高的速率进入第十流动路径292。类似地，由于第十一流动路径轴线298以第十一面向外锐角386与通道轴线222相交，因而冷却空气以比冷却空气进入第十流动路径292的速率更高的速率进入第十一流动路径296。此外，三角形段302、310、318、326、334、342、350、358、366、374、384便于扩散离开通槽段300、308、316、324、332、340、348、356、364、372、382的冷却空气，使得冷却空气沿整个后缘214从构型218排放，以便于在后缘214处冷却翼型件204。此外，应当指出，虽然冷却孔口的构型218在示例性实施例中为后缘冷却孔口的构型，但本文所述的方法和系统相对于位于燃气涡轮发动机100的任何合适段中的冷却孔口的任何合适构型而言都将是可用的。
本文所述的方法和系统便于提供用于从翼型件排放冷却空气的改进的涡轮翼型件后缘冷却槽缝几何形状。本文所述的方法和系统还便于提供便于减少寄生的翼型件冷却流的冷却流槽缝和/或提供带有降低的后缘金属温度和热梯度的翼型件的提高的耐久性。作为归因于槽缝入口角度的槽缝入口处的流分离的结果，本文所述的方法和系统还便于减少冷却槽缝有效流和维持高的槽缝薄膜冷却效果。本文所述的方法和系统还便于提供沿翼型件翼弦与主流热气体流对齐的期望的槽缝流出口角取向，从而维持翼型件上槽缝中断处下游的高的薄膜冷却效果。因此，本文所述的方法和系统便于以更低的冷却流排放速率获得更低翼型件金属温度的最终结果。
另外，本文所述的方法和系统便于提供使得槽脊(land)尺寸和金属温度的减小成为可能的冷却槽缝构型，这是在槽脊温度变得有限的情况下在显著更高的涡轮入口温度下操作的高级发动机所需的。本文所述的方法和系统还便于通过后续的槽缝面积增加和减小的槽脊面积而提供冷却优点。因此，本文所述的方法和系统可用于通过降低在给定翼型件耐久度下的寄生冷却流水平而实现燃料消耗比(SFC)益处，或者可用于在维持给定SFC水平的同时增加翼型件耐久度。因此，可以实现SFC改进，同时减少冷却空气的总用量，增加与更冷的金属温度相关的翼型件耐久度，并且维持期望的翼型件冷却流排放水平。
以上详细描述了翼型件及其制造方法的示例性实施例。系统和方法不限于本文所述的具体实施例，而是，方法和系统的构件可以独立地且与本文所述其它构件分开地使用。例如，本文所述的方法和系统可具有其它工业和/或消费应用且不限于仅用本文所述的燃气涡轮发动机来实践。而是，本发明可结合许多其它工业来实现和使用。
虽然已结合多个特定实施例描述了本发明，但本领域技术人员将认识到，在权利要求的精神和范围内，可对本发明进行修改。

Claims (10)

1.一种翼型件(204)，包括：
前缘(212)；
后缘(214)；
一对侧部(208, 210)，所述一对侧部(208, 210)从所述前缘延伸至所述后缘；
内部冷却流动通道(220)，所述内部冷却流动通道(220)限定在所述侧部之间，其中，所述通道具有通道轴线(222)，冷却空气沿所述通道轴线(222)流动；以及
多个流动路径(256, 260, 264, 268, 272, 276, 280, 284, 288)，所述多个流动路径延伸通过所述侧部中的至少一个，使得所述流动路径被构造成从所述通道排放冷却空气，其中，所述流动路径中的每一个具有定向为以锐角与所述通道轴线相交的间断的流动路径轴线(258, 262, 266, 270, 274, 278, 282, 286, 290)。
2.根据权利要求1所述的翼型件(204)，其特征在于，所述流动路径(256, 260, 264, 268, 272, 276, 280, 284, 288)中的每一个包括通槽段(300, 308, 316, 324, 332, 340, 348, 356, 364)和三角形段(302, 310, 318, 326, 334, 342, 350, 358, 366)。
3.根据权利要求2所述的翼型件(204)，其特征在于，所述通槽段(300, 308, 316, 324, 332, 340, 348, 356, 364)中的每一个为大体L形。
4.根据权利要求1所述的翼型件(204)，其特征在于，所述通道(220)靠近所述后缘(214)沿所述翼型件的大致翼展方向定向，使得所述锐角为面向内的锐角(304, 312, 320, 328, 336, 344, 352, 360, 368)。
5.根据权利要求4所述的翼型件(204)，其特征在于，所述面向内的锐角(304, 312, 320, 328, 336, 344, 352, 360, 368)中的每一个在约20°和约70°之间。
6.根据权利要求4所述的翼型件(204)，其特征在于，所述面向内的锐角(304, 312, 320, 328, 336, 344, 352, 360, 368)中的每一个为约35°。
7.根据权利要求4所述的翼型件(204)，其特征在于，所述流动路径轴线(258, 262, 266, 270, 274, 278, 282, 286, 290)被定向为以大致直角(306, 314, 322, 330, 338, 346, 354, 362, 370)与所述后缘(214)相交。
8.一种燃气涡轮发动机(100)，包括：
燃烧系统(106)；以及
涡轮系统(108, 110)，所述涡轮系统(108, 110)在所述燃烧系统的下游，其中，所述涡轮系统包括翼型件(204)，所述翼型件(204)包括：
    前缘(212)；
    后缘(214)；
    一对侧部(208, 210)，所述一对侧部(208, 210)从所述前缘延伸至所述后缘；
    内部冷却流动通道(220)，所述内部冷却流动通道(220)限定在所述侧部之间，其中，所述通道具有通道轴线(222)，冷却空气沿所述通道轴线(222)流动；以及
    多个流动路径(256, 260, 264, 268, 272, 276, 280, 284, 288)，所述多个流动路径延伸通过所述侧部中的至少一个，使得所述流动路径被构造成从所述通道排放冷却空气，其中，所述流动路径中的每一个具有定向为以锐角与所述通道轴线相交的间断的流动路径轴线(258, 262, 266, 270, 274, 278, 282, 286, 290)。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机(100)，其特征在于，所述流动路径(256, 260, 264, 268, 272, 276, 280, 284, 288)中的每一个包括通槽段(300, 308, 316, 324, 332, 340, 348, 356, 364)和三角形段(302, 310, 318, 326, 334, 342, 350, 358, 366)。
10.根据权利要求9所述的燃气涡轮发动机(100)，其特征在于，所述通槽段(300, 308, 316, 324, 332, 340, 348, 356, 364)中的每一个为大体L形。
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