CN103206262B - 翼型件 - Google Patents

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Abstract

一种翼型件包括平台和连接至该平台的外表面。多个沟槽段位于外表面上，并且每个沟槽段延伸小于外表面的长度的50%。每个沟槽段中的冷却通路向外表面供应冷却介质。

Description

翼型件
技术领域
本发明大体上涉及例如可在涡轮机中使用的翼型件。
背景技术
涡轮机在各种航空、工业和发电应用中广泛地用于进行作业。每种涡轮机一般包括周边安装的定子导叶和旋转叶片的交替级。每个定子导叶和旋转叶片可包括成形为翼型件的高合金钢和/或陶瓷材料，并且诸如蒸汽、燃烧气体或空气的压缩工作流体沿涡轮机中的气体路径流过定子导叶和旋转叶片。定子导叶将压缩工作流体加速并引导到旋转叶片的后续级上，以向旋转叶片赋予运动并进行作业。
与压缩工作流体相关联的高温可引起定子导叶和/或旋转叶片的增加的磨损和/或损坏。结果，冷却介质可供应到翼型件内部且通过翼型件释放，以向翼型件的外侧提供薄膜冷却。翼型件中的沟槽(trench)跨翼型件的外表面均匀地分配冷却介质。然而，改变冷却介质跨翼型件的外表面的分配的改进翼型件将是有用的。
发明内容
本发明的方面和优点阐述在以下描述中，或可从该描述显而易见，或者可通过实践本发明来了解。
本发明的一个实施例是一种翼型件，其包括内表面和与该内表面相反的外表面。外表面包括压力侧、与压力侧相反的吸力侧、在压力侧和吸力侧之间的滞止线以及在压力侧和吸力侧之间且在滞止线下游的后缘。多个沟槽段位于外表面上，并且每个沟槽段延伸小于外表面的长度的50%。每个沟槽段中的冷却通路提供从内表面到外表面的流体连通。
本发明的另一实施例是一种翼型件，其包括平台和连接至该平台的外表面。多个沟槽段位于外表面上，并且每个沟槽段延伸小于外表面的长度的50%。每个沟槽段中的冷却通路向外表面供应冷却介质。
在又一实施例中，一种翼型件包括内表面和与该内表面相反的外表面。外表面包括压力侧、与压力侧相反的吸力侧、在压力侧和吸力侧之间的滞止线以及在压力侧和吸力侧之间且在滞止线下游的后缘。在压力侧、吸力侧、滞止线或后缘中的至少一个上的沟槽段延伸小于外表面的长度的50%。沟槽段中的冷却通路提供从内表面到外表面的流体连通。
在本发明的另一实施例中，一种翼型件包括内表面和与该内表面相反的外表面，其中，外表面包括压力侧、与压力侧相反的吸力侧、在压力侧和吸力侧之间的滞止线以及在压力侧和吸力侧之间且在滞止线下游的后缘。平台或侧壁中的至少一个与外表面相邻。一个或更多沟槽段位于平台或侧壁上，其中，每个沟槽段延伸小于外表面的长度的50%，并且冷却通道位于每个沟槽段中。
通过阅读该说明书，本领域的普通技术人员将更好地理解此类实施例的特征和方面及其它。
附图说明
在说明书的剩余部分中，包括参考附图，更具体地阐述了本发明的完整且能够实现的公开内容，包括对本领域技术人员而言的其最佳模式，在附图中：
图1是根据本发明的一个实施例的翼型件的透视图；
图2是图1中所示的翼型件沿线A-A截取的轴向截面图；
图3是图1中所示的翼型件沿线B-B截取的径向截面图；
图4是根据本发明的第二实施例的翼型件的透视图；
图5是根据本发明的第三实施例的翼型件的透视图；以及
图6是图5中所示的翼型件沿线C-C截取的径向截面图。
附图标记：
10翼型件
12平台
16内表面
18外表面
20压力侧
22吸力侧
24滞止区域
26后缘
30径向长度
32轴向长度
40沟槽段
42壁
50冷却通路
52第一区段
54第二区段。
具体实施方式
现在将详细提及本发明的当前实施例，其一个或更多示例在附图中示出。详细描述使用数字和字母标号来指代附图中的特征。已在附图和描述中使用相同或类似的标号来指代本发明的相同或类似的部分。如文中所用，用语“第一”、“第二”和“第三”可互换使用以区分一个构件与另一个且并不意图表示各个构件的位置或重要性。此外，用语“上游”和“下游”指的是构件在流体路径中的相对位置。例如，如果流体从构件A流向构件B，则构件A在构件B的上游。相反，如果构件B从构件A接收流体流，则构件B在构件A的下游。
以本发明的说明而非本发明的限制的方式来提供每个示例。事实上，对本领域技术人员而言将显而易见的是，可在本发明中做出修改和变型而不脱离其范围或精神。例如，作为一个实施例的一部分所示出或描述的特征可用于另一实施例上以产生再一实施例。因此，本发明意图覆盖落入所附权利要求及其等同的范围内的此类修改和变型。
图1提供了根据本发明的一个实施例的翼型件10的透视图，并且图2和图3分别提供了图1中所示的翼型件10沿线A-A和B-B截取的轴向和径向截面图。翼型件10可例如被用作涡轮机中的旋转叶片或静止导叶，以将与压缩工作流体相关联的动能转化成机械能。压缩工作流体可为具有动能的蒸汽、燃烧气体、空气或任何其它流体。如图1至图3中所示，翼型件10一般连接至平台或侧壁12。平台或侧壁12一般用作涡轮机内部的气体路径的径向边界并且为翼型件10提供附连点。翼型件10可包括内表面16和与内表面16相反且连接至平台12的外表面18。外表面一般包括压力侧20和与压力侧20相反的吸力侧22。如图1和图2中所示，压力侧20一般是凹形的，而吸力侧22一般是凸形的，以提供压缩工作流体流过的空气动力学表面。在压力侧20和吸力侧22之间的翼型件10的前缘处的滞止线24代表外表面18上一般具有最高温度的位置。后缘24在压力侧20和吸力侧22之间且在滞止线24的下游。这样，外表面18形成适合于将与压缩工作流体相关联的动能转化成机械能的空气动力学表面。
外表面18一般包括从平台12延伸的径向长度30和从滞止线24延伸到后缘26的轴向长度32。一个或更多沟槽段40在外表面18中径向和/或轴向地延伸，并且每个沟槽段40包括提供从内表面16到外表面18的流体连通的一个或更多冷却通路50。这样，冷却介质可被供应至翼型件旋转叶片10的内部，并且冷却通路50允许冷却介质流动通过翼型件10以向外表面18提供薄膜冷却。
沟槽段40可位于翼型件10和/或平台或侧壁12上的任何部位，并且每个沟槽段40延伸小于外表面18的径向长度30和/或轴向长度32的50%。此外，沟槽段40可具有均匀或变化的长度，可以是直的或弓形的，并且可相对于彼此对齐或错开。例如，如图1中所示，沟槽段40可成列和/或行布置在平台或侧壁12、压力侧20和滞止线24上。备选地或另外，沟槽段40可位于吸力侧22和/或后缘26中。在图1所示的特定实施例中，每个沟槽段40基本上是直的且沿外表面18径向延伸。此外，相邻列中的沟槽段40具有不同长度且相对于彼此错开，使得相邻列中的沟槽段40的端部不重合。这样，多行沟槽段40彼此重叠以增强流动通过冷却通路50的冷却介质的径向分配。在备选实施例中，沟槽段40的长度可变大至外表面18的整个径向长度30。
如图2和图3中最清楚地示出的，每个沟槽段40一般包括在外表面18中限定凹部或凹槽的相对的壁42。相对的壁42可以是直的或弯曲的，并且可为沟槽段40限定一致或变化的宽度。相邻沟槽段40中的冷却通路50可彼此对齐或偏离。每个冷却通路50可包括终止于内表面16的第一区段52和终止于外表面18的第二区段54。第一区段52可具有圆柱形形状，并且第二区段54可具有圆锥形或球形形状。如图3中所示，第一区段52可相对于第二区段54和/或沟槽段40成角度，以提供流动通过冷却通路50且到沟槽段40中的冷却介质的定向流动。备选地或另外，沟槽段40的第二区段54和/或壁42可为不对称的，以优先跨外表面18分配冷却介质。
图4提供了根据本发明的第二实施例的翼型件10的透视图。如图所示，翼型件10同样包括如以上关于图1至图3所述的平台12、沟槽段40和冷却通路50。在该特定实施例中，沟槽段40是弯曲的或弓形的，并且沿外表面18在宽度和/或深度上变化。弯曲的沟槽段40和变化的宽度和/或深度改变了冷却介质跨外表面18的分配。例如，弯曲的沟槽段40允许冷却介质转向，以允许流覆盖外表面18的更多部分。
图5提供了根据本发明的第三实施例的翼型件10的透视图，并且图6提供了图5中所示的翼型件10沿线C-C截取的径向截面图。如图所示，翼型件10同样包括如以上关于图1至图3所述的平台12、沟槽段40和冷却通路50。在该特定实施例中，沟槽段40是直的，具有基本均匀的长度，并且沿外表面18径向延伸。此外，每个沟槽段40具有变化的宽度和/或深度，并且如图6中最清楚示出的，一个或更多冷却通路50朝向沟槽段40的增大的宽度和/或减小的深度成角度。具体而言，一个或更多冷却通路50中的第一区段52和/或第二区段54朝向沟槽段40的较宽和/或较浅部分成角度。这样，成角度的冷却通路50优先将冷却介质引导至沟槽段40的较宽和/或较浅部分，以同样增强冷却介质沿外表面18的分配。
该书面描述使用示例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使本领域的任何技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何并入的方法。本发明的可专利权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。如果此类其它示例包括与权利要求的文字语言没有区别的结构元件，或者如果它们包括与权利要求的文字语言无实质性区别的等同结构元件，则认为此类其它示例在权利要求的范围内。

Claims (21)

1.一种翼型件，包括：
a.内表面；
b.与所述内表面相反的外表面，其中，所述外表面包括压力侧、与所述压力侧相反的吸力侧、在所述压力侧和所述吸力侧之间的滞止线以及在所述压力侧和所述吸力侧之间且在所述滞止线下游的后缘；
c.在所述外表面上的多个沟槽段，每个沟槽段与径向相邻的多个沟槽段通过包括所述外表面的一部分的一个或多个壁分隔开，其中，每个沟槽段延伸小于所述外表面的径向长度和/或轴向长度的50％；以及
d.在每个沟槽段中的冷却通路，其中，每个冷却通路提供从所述内表面到所述外表面的流体连通。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，至少一个沟槽段至少部分地位于所述压力侧和所述吸力侧之间的所述滞止线上。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，至少两个相邻的沟槽段相对于彼此错开。
4.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，至少两个相邻的沟槽段具有不同长度。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，至少一个沟槽段是弓形的。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，至少一个沟槽段沿所述至少一个沟槽段的长度具有变化的尺寸。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，至少一个沟槽段具有增大的尺寸，并且所述至少一个沟槽段中的至少一个冷却通路朝向所述增大的尺寸成角度。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，相邻的沟槽段中的冷却通路彼此偏离。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，每个冷却通路包括终止于所述内表面的第一区段和终止于所述外表面的第二区段，并且，所述第一区段具有圆柱形形状且所述第二区段具有圆锥形或球形形状。
10.一种翼型件，包括：
a.平台；
b.连接至所述平台的外表面；
c.在所述外表面上的多个沟槽段，每个沟槽段与径向相邻的多个沟槽段通过包括所述外表面的一部分的一个或多个壁分隔开，其中，每个沟槽段延伸小于所述外表面的径向长度和/或轴向长度的50％；以及
d.在每个沟槽段中的冷却通路，其中，每个冷却通路向所述外表面供应冷却介质。
11.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，还包括在所述外表面上的滞止线，其中，至少一个沟槽段至少部分地位于所述滞止线上。
12.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，至少两个相邻的沟槽段相对于彼此错开。
13.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，至少两个相邻的沟槽段具有不同长度。
14.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，至少一个沟槽段是弓形的。
15.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，至少一个沟槽段沿所述至少一个沟槽段的长度具有变化的尺寸。
16.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，至少一个沟槽段具有增大的尺寸，并且所述至少一个沟槽段中的至少一个冷却通路朝向所述增大的尺寸成角度。
17.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，还包括在所述平台中的平台沟槽段。
18.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，相邻的沟槽段中的冷却通路彼此偏离。
19.根据权利要求10所述的翼型件，其特征在于，每个冷却通路包括具有圆柱形形状的第一区段和具有圆锥形形状的第二区段，所述第一区段终止于与所述外表面相对的内表面，所述第二区段终止于所述外表面。
20.一种翼型件，包括：
a.内表面；
b.与所述内表面相反的外表面，其中，所述外表面包括压力侧、与所述压力侧相反的吸力侧、在所述压力侧和所述吸力侧之间的滞止线以及在所述压力侧和所述吸力侧之间且在所述滞止线下游的后缘；
c.在所述压力侧、吸力侧、滞止线或后缘中的至少一个上的多个沟槽段，每个沟槽段与径向相邻的多个沟槽段通过包括所述外表面的一部分的一个或多个壁分隔开，其中，每个沟槽段延伸小于所述外表面的径向长度和/或轴向长度的50％；以及
d.在每个沟槽段中的冷却通路，其中，所述冷却通路提供从所述内表面到所述外表面的流体连通。
21.一种翼型件，包括：
a.内表面；
b.与所述内表面相反的外表面，其中，所述外表面包括压力侧、与所述压力侧相反的吸力侧、在所述压力侧和所述吸力侧之间的滞止线以及在所述压力侧和所述吸力侧之间且在所述滞止线下游的后缘；
c.与所述外表面相邻的平台或侧壁；
d.在所述平台或侧壁上的多个沟槽段，每个沟槽段与轴向相邻的多个沟槽段通过包括所述平台或侧壁的外部表面的一部分的一个或多个壁分隔开，其中，每个沟槽段延伸小于所述外表面的径向长度和/或轴向长度的50％；以及
e.在每个沟槽段中的冷却通路。
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Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US9080451B2 (en) * 2012-06-28 2015-07-14 General Electric Company Airfoil
DE102013109116A1 (de) * 2012-08-27 2014-03-27 General Electric Company (N.D.Ges.D. Staates New York) Bauteil mit Kühlkanälen und Verfahren zur Herstellung
WO2015047516A1 (en) * 2013-07-03 2015-04-02 General Electric Company Trench cooling of airfoil structures
US9416662B2 (en) * 2013-09-03 2016-08-16 General Electric Company Method and system for providing cooling for turbine components
US10329921B2 (en) * 2014-10-24 2019-06-25 United Technologies Corporation Cooling configuration for a component
US20160298545A1 (en) * 2015-04-13 2016-10-13 General Electric Company Turbine airfoil
KR101839656B1 (ko) * 2015-08-13 2018-04-26 두산중공업 주식회사 가스터빈 블레이드
DE102016203388A1 (de) * 2016-03-02 2017-09-07 Siemens Aktiengesellschaft Schichtsystem mit Beschichtungsaussparung an Kühlluftlöchern von Turbinenschaufeln
KR101853550B1 (ko) * 2016-08-22 2018-04-30 두산중공업 주식회사 가스 터빈 블레이드
US10577942B2 (en) 2016-11-17 2020-03-03 General Electric Company Double impingement slot cap assembly
US20180230812A1 (en) * 2017-01-13 2018-08-16 General Electric Company Film hole arrangement for a turbine engine
FR3070714B1 (fr) * 2017-09-01 2020-09-18 Safran Aircraft Engines Aube de turbomachine a trous de refroidissement ameliores
US10570747B2 (en) * 2017-10-02 2020-02-25 DOOSAN Heavy Industries Construction Co., LTD Enhanced film cooling system
US20190218917A1 (en) * 2018-01-17 2019-07-18 General Electric Company Engine component with set of cooling holes
GB201819064D0 (en) * 2018-11-23 2019-01-09 Rolls Royce Aerofoil stagnation zone cooling
RU197365U1 (ru) * 2020-02-04 2020-04-23 Федеральное государственное бюджетное образовательное учреждение высшего образования "Рыбинский государственный авиационный технический университет имени П.А. Соловьева" Элемент газовой турбины с пленочным охлаждением

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
GB8707300D0 (en) * 1987-03-26 1987-04-29 Secr Defence Cooled aerofoil components
CN86108855A (zh) * 1985-12-23 1987-07-22 联合工艺公司 在空心翼上制造薄膜冷却槽的方法
CN1235654A (zh) * 1996-10-31 1999-11-17 普拉特&惠特尼加拿大公司 用于翼型前沿的冷却通道
EP1013877A2 (en) * 1998-12-21 2000-06-28 United Technologies Corporation Hollow airfoil for a gas turbine engine
US7540712B1 (en) * 2006-09-15 2009-06-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling holes

Family Cites Families (25)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US2613910A (en) * 1947-01-24 1952-10-14 Edward A Stalker Slotted turbine blade
US3515499A (en) * 1968-04-22 1970-06-02 Aerojet General Co Blades and blade assemblies for turbine engines,compressors and the like
GB1209692A (en) * 1968-05-14 1970-10-21 Rolls Royce Method and apparatus for the spark-machining of workpieces and a spark-machining electrode for use therein
JPS58197402A (ja) * 1982-05-14 1983-11-17 Hitachi Ltd ガスタ−ビン翼
US5486093A (en) * 1993-09-08 1996-01-23 United Technologies Corporation Leading edge cooling of turbine airfoils
US5374162A (en) 1993-11-30 1994-12-20 United Technologies Corporation Airfoil having coolable leading edge region
US5458461A (en) 1994-12-12 1995-10-17 General Electric Company Film cooled slotted wall
US6050777A (en) * 1997-12-17 2000-04-18 United Technologies Corporation Apparatus and method for cooling an airfoil for a gas turbine engine
US6210111B1 (en) 1998-12-21 2001-04-03 United Technologies Corporation Turbine blade with platform cooling
DE50009497D1 (de) * 2000-11-16 2005-03-17 Siemens Ag Filmkühlung von Gasturbinenschaufeln mittels Schlitzen für Kühlluft
US6994521B2 (en) * 2003-03-12 2006-02-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Leading edge diffusion cooling of a turbine airfoil for a gas turbine engine
US6955522B2 (en) * 2003-04-07 2005-10-18 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling an airfoil
US20070141385A1 (en) * 2005-12-21 2007-06-21 General Electric Company Method of coating gas turbine components
US7510367B2 (en) * 2006-08-24 2009-03-31 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
US7553534B2 (en) * 2006-08-29 2009-06-30 General Electric Company Film cooled slotted wall and method of making the same
US7980819B2 (en) * 2007-03-14 2011-07-19 United Technologies Corporation Cast features for a turbine engine airfoil
US8105030B2 (en) * 2008-08-14 2012-01-31 United Technologies Corporation Cooled airfoils and gas turbine engine systems involving such airfoils
US8092176B2 (en) * 2008-09-16 2012-01-10 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with curved diffusion film cooling hole
US8057182B2 (en) * 2008-11-21 2011-11-15 General Electric Company Metered cooling slots for turbine blades
US8109725B2 (en) * 2008-12-15 2012-02-07 United Technologies Corporation Airfoil with wrapped leading edge cooling passage
US8157504B2 (en) * 2009-04-17 2012-04-17 General Electric Company Rotor blades for turbine engines
US20110097188A1 (en) * 2009-10-23 2011-04-28 General Electric Company Structure and method for improving film cooling using shallow trench with holes oriented along length of trench
US8608443B2 (en) * 2010-06-11 2013-12-17 Siemens Energy, Inc. Film cooled component wall in a turbine engine
US8628293B2 (en) * 2010-06-17 2014-01-14 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with cooling hole trenches
JP5636774B2 (ja) * 2010-07-09 2014-12-10 株式会社Ihi タービン翼及びエンジン部品

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN86108855A (zh) * 1985-12-23 1987-07-22 联合工艺公司 在空心翼上制造薄膜冷却槽的方法
GB8707300D0 (en) * 1987-03-26 1987-04-29 Secr Defence Cooled aerofoil components
CN1235654A (zh) * 1996-10-31 1999-11-17 普拉特&惠特尼加拿大公司 用于翼型前沿的冷却通道
EP1013877A2 (en) * 1998-12-21 2000-06-28 United Technologies Corporation Hollow airfoil for a gas turbine engine
US7540712B1 (en) * 2006-09-15 2009-06-02 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with showerhead cooling holes

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