CN104420893A - 具有多孔冷却特征的燃气涡轮机部件 - Google Patents

Abstract

本发明公开一种用于燃气涡轮发动机的热气体通路部件。所述热气体通路部件可包括翼型、内部冷却腔以及通过直接金属激光熔化技术制成的多孔段。所述多孔段可构建到所述翼型中，也可分开构建然后附接至所述翼型。

Description

具有多孔冷却特征的燃气涡轮机部件

技术领域

本申请和相应专利总体上涉及燃气涡轮发动机，并且更确切地说涉及具有通过直接金属激光熔化制造技术等制成的多孔冷却段(porous cooling sections)的燃气涡轮机部件。

背景技术

燃气涡轮机系统广泛用于诸如发电等领域中。燃气涡轮机的整体性能和效率总体上可通过提高内部燃烧温度来增加。然而，在热气体通路中经受高温的部件必须冷却。例如，喷嘴的翼型和其他等设置于热气体通路中并且暴露于相对高的燃烧温度下的部件。因此，可从压缩机或其他位置输送冷却流并且将其提供给热气体通路中的多个部件。

多种方法可用于冷却翼型和其他部件。这些方法可包括：使冷却流在部件的内侧流动；使冷却流流过在所述部件背侧撞击所述流以便增加其中的传热系数的冲击套筒；使冷却剂流过冷却孔到达所述部件的外部以进行对流冷却；以及从冷却孔中排出冷却剂作为薄膜以在外部提供冷却空气层以便减小外部温度。尽管使用这些方法可为翼型提供足够的冷却，但需要进一步增加冷却效率。这种效率的增加可允许冷却翼型和其他部件所需要的冷却流减少并且还可减少排放和/或提高点火温度。

发明内容

本申请的发明目的在于提供一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的热气体通路部件，以解决现有技术中所存在的上述技术问题。

本申请和相应专利提供一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的热气体通路部件。所述热气体通路部件可包括翼型、内部冷却腔以及通过直接金属激光熔化技术制成的多孔段。所述多孔段可构建到翼型上或者可分开地构建并且附接至翼型。

本申请和相应专利进一步提供一种冷却用于与燃气涡轮发动机一起使用的热气体通路部件的方法。所述方法可包括以下步骤：为热气体通路部件提供内部冷却腔；通过直接金属激光熔化技术制成多孔段；使冷却介质流向内部冷却腔；以及使冷却介质流过所述多孔段以提供蒸发冷却(transpiration cooling)。制成步骤可包括在热气体通路部件上构建多孔段或者分开地构建多孔段并且使多孔段附接至热气体通路部件。

本申请和相应专利进一步提供一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的翼型。所述翼型可包括压力侧、吸入侧、内部冷却腔以及具有通过直接金属激光熔化技术制成的多孔介质的多孔段。

在结合若干附图和所附权利要求书来阅读以下具体实施方式之后，所属领域的技术人员将明白本申请和相应专利的这些和其他特征以及改进。

附图说明

图1是示出压缩机、燃烧器和涡轮机的燃气涡轮发动机的示意图。

图2是翼型的一部分的截面图。

图3是本说明书中所述的翼型的一部分的截面图。

图4是图3所示翼型的一部分的放大图。

图5是本说明书中所述的翼型的替代实施例的截面图。

图6是图5所示翼型的一部分的放大图。

图7是本说明书中所述的翼型的替代实施例的截面图。

图8是图7所示翼型的一部分的放大图。

图9是图7所示翼型的一部分的替代实施例的放大图。

图10是本说明书中所述的翼型的替代实施例的截面图。

图11是图10所示翼型的一部分的放大图。

具体实施方式

现参阅附图，在附图中，类似数字是指各个附图中的类似元件，图1示出本说明书中所用的燃气涡轮发动机10的示意图。燃气涡轮发动机10可以包括压缩机15。压缩机15压缩进入空气流20。压缩机15将压缩空气流20输送到燃烧器25。燃烧器25将压缩空气流20与增压燃料流30混合并且点燃所述混合物以产生燃烧气体流35。尽管仅示出单个燃烧器25，但燃气涡轮发动机10可以包括任意数量的燃烧器25。燃烧气体流35进而输送到涡轮机40。燃烧气体流35驱动涡轮机40，从而产生机械功。在涡轮机40中产生的机械功经由轴45驱动压缩机15以及诸如发电机等外部负载50。

燃气涡轮发动机10可以使用天然气、液体燃料、各种类型的合成气和/或其他类型的燃料及其组合。燃气涡轮发动机10可以是由纽约斯卡奈塔第(Schenectady，New York)的通用电气公司(GeneralElectric Company)所提供的许多不同燃气涡轮发动机中的任何一种，包括但不限于，如7或9系列重型燃气涡轮发动机等的那些燃气涡轮发动机。燃气涡轮发动机10可具有不同构造，并且可以使用其他类型的部件。在本说明书中，也可使用其他类型的燃气涡轮发动机。在本说明书中，也可以将多个燃气涡轮发动机、其他类型的涡轮机以及其他类型的发电设备一起使用。

图2示出热气体通路部件55的实例的截面图。在此实例中，热气体通路部件55可以是翼型60。翼型60可以是喷嘴、叶片或者任何其他类型的热气体通路部件55(如护罩)等的一部分。翼型60可包括外壳65。翼型60可从压力侧70延伸至吸入侧75。翼型60也可从前缘80延伸至后缘85。翼型60可具有整体空气动力学的形状。壳65可限定与延伸通过所述壳65的多个薄膜冷却孔92连通的多个内部冷却腔90。多个销组(pin bank)94也可延伸到内部冷却腔90中。可从压缩机15中转移一部分空气流20以便冷却翼型60。空气流20可延伸通过内部冷却腔90并且可在薄膜冷却孔92周围或其他位置排出。销组94可为空气流20提供湍流。可使用于很多其他类型的热气体通路部件55和翼型60。同样地，也可使用很多不同类型的冷却方案和部件。

图3和图4示出本说明书中所述的热气体通路部件100。在此实例中，热气体通路部件100可以是翼型110。翼型110可以是喷嘴或叶片的一部分。本说明书中也可使用其他类型的热气体通路部件100(如护罩等)。翼型110可包括壳120。壳120可具有内表面130和外表面140。内表面130可具有冲击套筒135、冲击板或与其相邻的类似类型的结构。壳120可从压力侧150延伸至吸入侧160。同样地，翼型110可从前缘170延伸至后缘180并且可限定基本上空气动力学的形状。壳120可在其内表面130周围限定多个内部冷却腔190。多个薄膜冷却孔200可延伸通过壳120。多个销组210也可定位于内部腔190中。本说明书中也可使用其他部件和其他构造。

翼型110还可具有多孔后缘段220。多孔后缘段220可填充有多孔介质230。多孔介质230可由其中基质具有很多空隙的一种或多种任何适合的多孔材料形成。多孔介质230可由金属泡沫、金属合金泡沫、陶瓷泡沫(如陶瓷基质复合物泡沫)、碳纤维泡沫以及类似类型的多孔材料形成。特定材料的非限制性实例可包括Rene 142、Rene195、MarM247、GTD111、GTD444、IN738、H282、H230、IN625等。泡沫通常可通过将材料(诸如金属、陶瓷、碳纤维等)与另一种物质混合并且随后熔化所述物质以便留下多孔泡沫来形成。多孔介质230可通过直接金属激光熔化(“DMLM”)方法等来“印制”或构建。本说明书中也可使用不同类型的烧结技术和其他类型的制造技术来形成本说明书中的部件。多孔介质可基于优化通过其中的冷却流来整体改变多孔性/渗透性。例如，与其中热负荷和冷却剂需求可能较低的区域相比，最高热负荷区域中的渗透性可以是最低的以使得更多冷却剂流过这些区域。冷却介质240可流过多孔介质230中的空隙以便以高效的方式促进冷却。

多孔后缘段220可直接构建在翼型110上或者多孔后缘区段220可分开地构建并且通过任何数量的不同技术附接。这些技术可包括钎焊、电弧焊、高能量密度焊接(如激光焊接和电子束焊接)、TLP结合、扩散结合或不同类型的机械附接。多孔介质230的构建可在现有部件上进行或者将部件作为整体来构造的一部分来进行。DMLM方法的使用使得能够通过多孔介质230进行高热传递，同时在翼型110与多孔后缘段220之间提供高质量接合。多孔后缘段220可具有整体或部分延伸的外部套筒250以引导所述流仅在后缘的某个段或某些段排出。外部套筒250可以是金属部件、热障涂层等。所述涂层可以是喷射到其上的铝化物等。冷却介质240因此流过翼型110并且通过多孔后缘段220排出以便冷却后缘180。本说明书中可以使用其他部件和其他构型。

图5和图6示出热气体通路部件100的另一个实例。在此实例中，热气体通路部件100可以是翼型260。翼型260可包括定位于吸入侧160上的多孔侧段270。多孔侧段270可包括多孔介质230。确切地说，多孔介质230可沿着冲击套筒135或者在下层结构上的栅格周围构建至或附接至翼型260的壳120上。多孔介质230可与壳对齐以便提供蒸发冷却等。冷却流240因此可通过多孔侧段270中的空隙漏出。本说明书中可使用任何尺寸或形状的任何数量的多孔侧段270。如上，在整个多孔件上的多孔性和渗透性可发生改变以便优化冷却使用。本说明书中可以使用其他部件和其他构型。

图7至图9示出热气体通路部件100的另一个实例。在此实例中，热气体通路部件100可以是翼型280。翼型280可包括沿着翼型280定位于吸入侧160或其他位置上的多孔外部段290。确切地说，多孔外部段290可包括多孔介质230在壳120上的构建。或者，多孔段可分开地构建并且通过任何数量的不同技术(包括以上提到的那些技术)附接。壳120和多孔外部段290可与延伸通过壳120的薄膜冷却孔200连通。如图8所示，外部套筒300可用于多孔介质230上。多个外部薄膜冷却孔310可定位于外部套筒300上。外部套筒300可以是金属的、热障涂层等。如图9所示，外部套筒300可以是任选的以使得多孔介质230可能不需要任何类型的覆盖。外部套筒300可覆盖所有、部分的多孔介质230或者不覆盖多孔介质230。冷却流240因此可流过薄膜冷却孔200、冷却介质230和/或外部薄膜冷却孔310。可在多孔介质中部分形成薄膜冷却孔以改善多孔介质中的流分布。本说明书中也可使用其他部件和其他构造。

图10和图11示出热气体通路部件100的另一个实施例。在此实例中，热气体通路部件100可以是翼型320。翼型320可包括多孔内部段330。多孔内部段330可包括多孔介质230在任选冲击套筒135周围沿着薄膜冷却孔200的构建或者在壳120中的任何位置上作为整体或部分的构建。或者，多孔介质可分开地构建并且通过多种方法(如以上所述的那些方法)附接。多孔介质的渗透性和多孔性可按需要发生改变以优化冷却剂使用。冷却流240因此可流过冲击套筒135、多孔介质230和薄膜冷却孔200。可在多孔介质中部分形成薄膜冷却孔以确保用于最大化薄膜有效性的最佳薄膜孔形状。本说明书中可以使用其他部件和其他构型。

本说明书中也可使用多个替代热气体通路部件100。确切地说，DMLM技术可用于构建热气体通路部件100的多孔特征和固体特征二者。这些DMLM技术可用于改变多孔介质230中的不同位置的多孔性和/或渗透性。DMLM技术因此可用于在其内部或外部构建多个不同的离散多孔结构。也可使用制备和附接多孔材料的其他方法。

热气体通路部件100提供这些整体多孔特征以便能够进行更好的热传递和提供蒸发冷却。多孔介质230的使用因此会降低整体冷却负荷要求。确切地，多孔介质已示出为与已知翼型材料相比具有显著更高的传热系数并且提供对冷却剂在零件上的分布的优异控制。在热气体通路部件的多个位置上使用此方法可提高传热能力同时降低冷却流要求。此外，当直接构建于零件上或者与所述零件作为整体构建时，DMLM方法的使用提供与基底金属整体接合的多孔泡沫。DMLM方法还提供对整个零件的多孔性和渗透性的控制。

应清楚的是，上述说明仅涉及本申请及相应专利的某些实施例。所属领域中的技术人员可以在不背离本发明的总体精神和范围的情况下在本说明书中做出多种变化和修改，其中本发明的总体精神和范围由所附权利要求书和其等效物限定。

Claims (20)

1.一种用于与燃气涡轮发动机一起使用的热气体通路部件，所述热气体通路部件包括：

翼型；

内部冷却腔；以及

通过直接金属激光熔化技术制成的多孔段。

2.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述多孔段构建在所述翼型中。

3.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述多孔段分开构建然后附接至所述翼型。

4.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述翼型包括压力侧和吸入侧并且其中所述多孔段处于所述吸入侧内。

5.根据权利要求1所述的热气体通路部件，所述热气体通路部件进一步包括与所述多孔段邻近的冲击套筒。

6.根据权利要求1所述的热气体通路部件，所述热气体通路部件进一步包括与所述多孔段邻近的多个薄膜冷却孔。

7.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述多孔段包括位于其中的多孔介质。

8.根据权利要求7所述的热气体通路部件，其中所述多孔介质包括金属泡沫、陶瓷泡沫和/或碳纤维泡沫。

9.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述多孔段包括外部套筒整体或部分位于其上的多孔后缘段。

10.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述多孔段包括一个或多个多孔侧段。

11.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述多孔段包括多孔外部段。

12.根据权利要求11所述的热气体通路部件，其中所述多孔外部段包括具有多个外部薄膜冷却孔的外部套筒。

13.根据权利要求1所述的热气体通路部件，其中所述多孔段包括多孔内部段。

14.一种冷却用于燃气涡轮发动机的热气体通路部件的方法，所述方法包括：

为所述热气体通路部件设置内部冷却腔；

通过直接金属激光熔化技术制成多孔段；

使冷却介质流向所述内部冷却腔；以及

使所述冷却介质流过所述多孔段以提供蒸发冷却。

15.根据权利要求14所述的方法，其中所述制成步骤包括在所述热气体通路部件上构建所述多孔段或者先分开构建所述多孔段然后使所述多孔段附接至所述热气体通路部件。

16.一种与燃气涡轮发动机一起使用的翼型，所述翼型包括：

压力侧；

吸入侧；

内部冷却腔；以及

通过直接金属激光熔化技术制成的多孔区段。

17.根据权利要求16所述的翼型，其中所述多孔段构建到所述翼型中或者所述多孔段先分开构建然后附接至所述翼型。

18.根据权利要求16所述的翼型，其中所述多孔段包括多孔后缘段。

19.根据权利要求16所述的翼型，其中所述多孔段中包括一个或多个多孔侧段。

20.根据权利要求16所述的翼型，其中所述多孔段包括多孔外部段和/或多孔内部段。