CN104541024A - 用于旋转机器的内部冷却式翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及用于旋转机器、优选用于燃气涡轮发动机的内部冷却式铸造翼型件，其包括：吸力侧壁(1)和压力侧壁(2)，它们均沿轴向方向延伸，即，从所述翼型件的前缘区域到后缘区域(3)；沿轴向方向延伸的至少一个吸力壁侧冷却通道(4)，其由吸力侧壁(1)和第一内壁(5)限制；沿轴向方向延伸的至少一个压力壁侧冷却通道(6)，其由压力侧壁(2)和第二内壁(7)限制；以及至少一个馈送室(8)，其限定在所述第一内壁(5)和第二内壁(7)之间，用于均通过所述第一内壁(5)和第二内壁(7)内部的至少一个贯通孔(9，10)对所述至少一个吸力和压力侧冷却通道(4，6)进行馈送。本发明的特征在于所述至少一个吸力壁侧冷却通道(4)和所述至少一个压力壁侧冷却通道(6)单独延伸到后缘区域(3)中，并且所述至少一个吸力壁侧冷却通道(4)和所述至少一个压力壁侧冷却通道(6)在后缘处排出之前连结。

Description

用于旋转机器的内部冷却式翼型件
技术领域
本发明涉及用于旋转机器、优选用于燃气涡轮发动机的内部冷却式翼型件。不管它们是否用作导叶或叶片，此类翼型件典型地包括吸力侧壁和压力侧壁，它们均沿轴向方向延伸，即，从所述翼型件的前缘区域到后缘区域。在已知的翼型件之中，所关心的那些翼型件具有：沿轴向方向延伸的至少一个吸力壁侧冷却通道，其由吸力侧壁和第一内壁限制；以及沿轴向方向延伸的至少一个压力壁侧冷却通道，其由压力侧壁和第二内壁限制。此外，至少一个馈送室限定在所述第一内壁和所述第二内壁之间，用于均通过所述第一内壁和所述第二内壁内部的至少一个贯通孔，对所述至少一个吸力和压力侧冷却通道进行馈送。
背景技术
通过来自压缩机排气口的空气放气供应对所选择的燃气涡轮发动机构件(尤其是在涡轮区段中)进行内部空气冷却是已知的实践。此类冷却对将构件温度保持在构成它们的材料的工作范围内而言是必要的。较高的发动机气体温度导致冷却放气要求提高，造成降低循环效率和增大排放水平。至今，改进冷却系统的设计来以相对低的成本最小化冷却流是可行的。在未来，发动机温度将升高到必须具有复杂的冷却特征来保持低冷却流的水平。
在US 5,720,431中公开了一种用于燃气涡轮发动机的叶片的有效冷却系统。公开的翼型件包括在弦线中点区域中的双壁构造，该双壁构造具有在内壁和外壁之间限定在翼型件的各侧上的多个径向馈送通道。沿径向延伸的中心馈送室限定在两个内壁之间。翼型件的后缘包括常规的单壁构造，其具有两个外壁，该两个外壁限定一系列后缘腔体，该一系列后缘腔体沿径向延伸穿过翼型件，并且沿轴向流体地连接，使得公共排气端口在后缘处直接排出。由于弯曲的翼型件轮廓，故存在在压力侧腔体的端部处的大材料聚积，这导致翼型件中的较高的温度梯度。
在EP 1 267 038 B1中公开的已知空气冷却翼型件处可观察到材料聚积在翼型件的压力侧后缘区域处的相同不利方面。本文描述的翼型件提供沿轴向定向的吸力侧近壁通道，其在后缘处朝压力侧排出其冷却空气。由于后缘经受非常高的热负载，故吸力侧冷却通道必须提供足够的空气来使后缘温度保持足够低。
在US 7,946,815 B2中公开了用于内部冷却燃气涡轮发动机的翼型件的另一个设计，其提供近壁冷却通道来使壁温保持足够低，以提供足够的构件寿命。在压力侧和吸力侧处的单独通道用于冷却暴露于燃气涡轮级中的热气流的翼型件的外侧。之前的文献中公开的已知翼型件包括吸力侧壁和压力侧壁，它们均沿轴向方向延伸，这表示从翼型件的前缘区域到后缘区域。已知翼型件进一步包括：沿轴向方向延伸的吸力壁侧冷却通道，其由吸力侧壁和第一内壁限制；以及沿轴向方向延伸的压力壁侧冷却通道，其由压力侧壁和第二内壁限制。第一内壁和第二内壁毗连一些馈送室，它们中的一些流体地连接，用于均通过所述第一内壁和所述第二内壁内部的多个贯通孔，对所述至少一个吸力侧冷却通道和压力侧冷却通道馈送冷却介质，优选压缩空气。
发明内容
本发明的目标是提供一种用于旋转机器、优选用于燃气涡轮发动机的内部冷却式铸造翼型件，其通过参照作为最接近的现有技术的文献US 7,946,815 B2而包括前面论述的特征，其中，应通过避免大量材料尤其聚积在压力侧壁处，以避免任何另外的应力，来加强尤其是后缘区域中的冷却。
又一个目标是提高翼型件的压力侧和吸力侧冷却的平衡，考虑到在后缘处良好地冷却和压力侧放气必须有足够的空气。
又一个目标是注意模制方面，以使应通过无需复杂且昂贵的芯结构的模制来生产翼型件。
目标由权利要求1中给出的所有特征实现。可通过从属权利要求中以及尤其参照优选实施例的以下描述中公开的特征来有利地修改本发明。
用于旋转机器、优选用于燃气涡轮发动机的发明的内部冷却式铸造翼型件包括权利要求1的前序部分的特征，其特征在于，至少一个吸力壁侧冷却通道和至少一个压力壁侧冷却通道单独延伸到后缘区域中，并且至少一个吸力壁侧冷却通道和至少一个压力壁侧冷却通道在后缘处排出之前连结。
基本上，翼型件的发明的构思可应用于压缩机单元、燃气涡轮级和蒸汽涡轮级中的翼型件。在下面，更详细地阐明在燃气涡轮中的应用，而不限制本发明的范围。
在优选实施例中，至少一个吸力壁侧冷却通道和至少一个压力壁侧冷却通道在公共通道区域处连结，该公共通道区域连结在后缘处通往压力侧的排出通道。由于如下事实：至少两个单独导引式冷却流(一个沿着至少一个吸力壁侧冷却通道，并且另一个沿着压力壁侧冷却通道)将在公共通道区域中合并，然后通过后缘区域处的排出通道逸出，故平衡压力侧和吸力侧冷却的重要积极效果与其有关。所以事实上，至少两个单独导引式冷却流的流体动力学将彼此影响。由于压力侧后缘区域在运行期间在燃气涡轮级中经受非常高的热负载，故至少两个吸力壁侧冷却通道和压力壁侧冷却通道的发明再结合导致足够的空气供应，用于良好地冷却后缘和压力侧放气。
为了避免翼型件的材料区域内部(尤其是后缘区域处)的热应力，吸力侧壁和压力侧壁均具有优选沿着轴向延伸部的恒定的壁厚，除了排出通道的区域，沿着该区域，壁厚变得小于吸力或压力侧壁中的至少一个。如将在下面阐明的，改变压力侧壁和吸力侧壁在垂直于翼型件的轴向延伸部的径向方向上的厚度可为有利的。在又一个优选实施例中，翼型件包含至少两个、优选三个或更多个单独的吸力壁侧冷却通道，它们通过径向距离布置。吸力壁侧冷却通道中的各个由吸力壁和第一内壁限制。同样地，翼型件包含至少两个、优选三个或更多个压力壁侧冷却通道，它们也通过径向距离布置。像在吸力壁侧冷却通道的情况中，两个相邻冷却通道之间的径向距离应为恒定的，但还可改变，以遵守冷却翼型件的最佳策略。
在压力侧壁和吸力侧壁处的沿径向分开的冷却通道的数量相同，但优选地，可彼此不同，以遵守具体的最佳冷却策略。
通过将沿径向分开且在公共通道区域(沿径向方向在翼型件内部形成为连续腔体)处组合成对的多个近壁冷却通道提供在吸力侧壁和压力侧壁处，开启了在铸造过程中生产坚固性显著提高的翼型件的可能性。铸芯提供稳定均匀的移位本体，其由用于对公共通道区域建立连续腔体的主要本体组成。将关于图中显示的对应的图解来描述又一方面。
发明的内部冷却式翼型件的又一重要方面涉及毗连翼型件内部的吸力壁侧冷却通道和压力壁侧冷却通道的第一内壁和第二内壁的设计。在优选实施例中，第一内壁和第二内壁在公共通道区域中设计成使得吸力壁侧冷却通道的横截面积变得较大，而压力壁侧冷却通道的横截面积在连结之前保持恒定。在任何设计情况中，主要动机是使毗连翼型件的后缘区域处的冷却通道的壁的厚度保持尽可能小，以避免材料聚积，以使可显著地减小热应力。
由引导通过对应的冷却通道的高加压空气流实现的冷却效果基于对流冷却。为了加强对流冷却，有利的是至少局部地减小流横截面积，以使冷却流速度和与其组合的热传递系数保持尽可能高。在该方面下，又一个优选实施例在公共通道区域中提供至少一个销，其直接连接面向彼此的吸力侧壁和压力侧壁。由于公共通道区域表示大连续腔体，其具有径向延伸部，并且在压力侧壁和吸力侧壁的内部使多个沿径向分开的冷却通道组合，故在所述公共通道区域内提供多个销，从而形成所谓的销场，其提供流阻，冷却流通过该流阻局部地加速。
加强沿着冷却通道且尤其是在公共通道区域处的对流冷却的又一个行动涉及至少一个轴向肋条的放置，该至少一个轴向肋条可沿着吸力壁侧冷却通道或压力壁侧冷却通道中的至少一个布置，用于相应地减小冷却通道的横截面积。至少一个轴向肋条优选布置在公共通道区域中，其中，至少一个吸力壁侧冷却通道和至少一个压力侧冷却通道连结。
附图说明
随后，应基于示例性实施例结合附图更详细地阐明本发明。在图中，
图1示意性地显示在后缘区域中的发明的翼型件的截面图；
图2以截面图的方式显示后缘区域的透视图；
图3显示沿着截面线BB的截面图；以及
图4a、b示出用于产生压力壁侧冷却通道和吸力壁侧冷却通道、公共通道区域和排出通道的两类铸芯的三维视图。
部件列表
1吸力侧壁
2压力侧壁
3后缘区域
4吸力壁侧冷却通道
5第一内壁
6压力壁侧冷却通道
7第二内壁
8馈送室
9、10贯通孔
11排出通道
12公共通道区域
13销
14轴向肋条
15间隔壁
16后缘
dr径向距离
r径向方向。
具体实施方式
图1显示翼型件的后缘区域3的示意性截面图，后缘区域3提供吸力侧壁1和沿轴向方向A延伸的压力侧壁2，沿轴向方向A延伸表示从前缘(未显示)到后缘15。吸力壁1与第一内壁5一起毗连所谓的吸力壁侧冷却通道4，并且此外，压力侧壁2与第二内壁7一起毗连所谓的压力壁侧冷却通道6，两个冷却通道4、6在公共通道区域12中合并在一起。
第一内壁5和第二内壁7毗连馈送室8，馈送室8填充有压缩空气，该压缩空气通过贯通孔9、10(示出了每个壁至少一个贯通孔，这表示多个这样的贯通孔)进入吸力壁侧冷却通道4和压力壁侧冷却通道6。公共通道区域12连结排出通道11，排出通道11在后缘16处通往压力侧。
示出的吸力壁侧冷却通道4和压力壁侧冷却通道6进一步沿径向分开，这可在图2中更详细地看到，图2显示通过后缘区域3的纵向横截面的透视图。图2中显示的实施例使得能够了解吸力壁侧冷却通道4，其由间隔壁15沿径向向下限制。如将关于图4a和b更详细地阐明的，翼型件包括不止一个吸力壁侧冷却通道以及不止一个压力壁侧冷却通道。图3显示沿着截面线BB(参见图1)的部分截面图，图1示出翼型件，其在径向方向r上具有三个吸力壁侧冷却通道4和压力壁侧冷却通道6，它们通过径向距离dr布置，均由吸力侧壁1和压力侧壁2以及第一内壁5和第二内壁7限制。沿径向分开的所有冷却通道4、6进入公共通道区域12，公共通道区域12沿径向延伸，用于连结所有沿径向分开的冷却通道。
为了提高流速，在流通道的区域中以及公共通道区域12的区域中存在一些阻流部。为了减小流通道内部的流横截面积，提供轴向肋条14，其延伸到吸力壁侧冷却通道4中，并且还延伸到公共通道区域12中。另外，存在销13，其连接吸力侧壁1和压力侧壁2的内壁侧。
此外，第一内壁5和第二内壁7在公共通道区域12中彼此连结，从而提供空气动力学形状的流轮廓，其与引导通过通道中的各个的冷却流相互作用。第一内壁5和第二内壁7的设计在减少材料、避免任何热引起的应力方面是最佳的。
图4a和b显示用于产生吸力壁侧冷却通道4、压力壁侧冷却通道6的腔体、公共通道区域12和排出通道11的铸芯。在两个示出的实施例中，存在三个沿径向分开的吸力壁侧冷却通道4和压力壁侧冷却通道6，它们通常进入公共通道区域12，公共通道区域12是具有连续的径向延伸部的单一本体，该连续的径向延伸部与芯区域连接，用于产生排出通道11，排出通道11也具有连续的径向延伸部。

Claims (11)

1. 一种用于旋转机器、优选用于燃气涡轮发动机的内部冷却式铸造翼型件，包括：
吸力侧壁(1)和压力侧壁(2)，它们均沿轴向方向延伸，即，从所述翼型件的前缘区域到后缘区域(3)；
沿轴向方向延伸的至少一个吸力壁侧冷却通道(4)，其由所述吸力侧壁(1)和第一内壁(5)限制；
沿轴向方向延伸的至少一个压力壁侧冷却通道(6)，其由所述压力侧壁(2)和第二内壁(7)限制；以及
至少一个馈送室(8)，其限定在所述第一内壁(5)和所述第二内壁(7)之间，用于均通过所述第一内壁(5)和所述第二内壁(7)内部的至少一个贯通孔(9，10)，对所述至少一个吸力侧冷却通道(4)和压力侧冷却通道(6)进行馈送，
其特征在于，所述至少一个吸力壁侧冷却通道(4)和所述至少一个压力壁侧冷却通道(6)单独延伸到所述后缘区域(3)中，并且所述至少一个吸力壁侧冷却通道(4)和所述至少一个压力壁侧冷却通道(6)在所述后缘处排出之前连结。
2. 根据权利要求1所述的内部冷却式铸造翼型件，其特征在于，所述至少一个吸力壁侧冷却通道(4)和所述至少一个压力壁侧冷却通道(6)在公共通道区域(12)处连结，所述公共通道区域(12)连结在所述后缘(15)处通往所述压力侧的排出通道(11)。
3. 根据权利要求1或2所述的内部冷却式翼型件，其特征在于，所述吸力侧壁(1)和所述压力侧壁(2)均具有沿着至少在所述后缘区域(3)中的所述轴向延伸部的基本上恒定的壁厚，除了所述壁厚沿其变得小于所述吸力侧壁(1)或所述压力侧壁(2)中的至少一个的所述排出通道(11)的区域。
4. 根据权利要求2或3所述的内部冷却式铸造翼型件，其特征在于，在所述公共通道区域(12)中提供至少一个销(13)，所述至少一个销(13)连接面向彼此的所述吸力侧壁(1)和所述压力侧壁(2)。
5. 根据权利要求1或4中的一项所述的内部冷却铸造翼型件，其特征在于，沿着所述吸力壁侧冷却通道(4)或所述压力壁侧冷却通道(6)中的至少一个布置至少一个轴向肋条(14)，用于使所述冷却通道的横截面积相应地减小。
6. 根据权利要求5所述的内部冷却式铸造翼型件，其特征在于，所述至少一个轴向肋条(14)布置在所述公共通道区域中，其中，所述至少一个吸力壁侧冷却通道(4)和所述至少一个压力壁侧冷却通道(6)连结。
7. 根据权利要求1至6中的一项所述的内部冷却式铸造翼型件，其特征在于，所述第一内壁(5)和所述第二内壁(7)在所述公共通道区域(12)中设计成使得所述吸力壁侧冷却通道(4)的所述横截面积变得较大，而所述压力壁侧冷却通道(6)的所述横截面积在连结之前保持恒定。
8. 根据权利要求1至7中的一项所述的内部冷却式铸造翼型件，其特征在于，至少两个单独的吸力壁侧冷却通道通过径向距离布置，均由所述吸力侧壁(1)和所述第一内壁(5)限制。
9. 根据权利要求1至8中的一项所述的内部冷却铸造翼型件，其特征在于，至少两个单独的压力壁侧冷却通道通过径向距离布置，均由所述压力侧壁(2)和所述第二内壁(7)限制。
10. 根据权利要求1至9中的一项所述的内部冷却铸造翼型件，其特征在于，所述翼型件用作燃气涡轮发动机的涡轮级内的导叶和/或叶片。
11. 根据权利要求8或9所述的内部冷却铸造翼型件，其特征在于，所述公共通道区域(12)呈连续腔体的形式，所述连续腔体具有轴向延伸部和径向延伸部，所述至少两个单独的压力壁侧冷却通道和/或至少两个单独的吸力壁侧冷却通道进入到所述轴向延伸部和所述径向延伸部中，其中所述至少一个吸力壁侧冷却通道(4)和所述至少一个压力壁侧冷却通道(6)在公共通道区域(12)处连结，所述公共通道区域(12)连结在所述后缘(16)处通往所述压力侧的排出通道(11)。
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Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106988785A (zh) * 2015-09-22 2017-07-28 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气轮机导叶
CN107366556A (zh) * 2016-05-12 2017-11-21 通用电气公司 叶片以及涡轮转子叶片

Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10323524B2 (en) 2015-05-08 2019-06-18 United Technologies Corporation Axial skin core cooling passage for a turbine engine component
US9938836B2 (en) 2015-12-22 2018-04-10 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
US9909427B2 (en) 2015-12-22 2018-03-06 General Electric Company Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit
KR101866900B1 (ko) * 2016-05-20 2018-06-14 한국기계연구원 가스 터빈용 블레이드
US11519277B2 (en) 2021-04-15 2022-12-06 General Electric Company Component with cooling passage for a turbine engine

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3301527A (en) * 1965-05-03 1967-01-31 Gen Electric Turbine diaphragm structure
US3628880A (en) * 1969-12-01 1971-12-21 Gen Electric Vane assembly and temperature control arrangement
US3809494A (en) * 1971-06-30 1974-05-07 Rolls Royce 1971 Ltd Vane or blade for a gas turbine engine
CN1629450A (zh) * 2003-12-17 2005-06-22 联合工艺公司 具有成形后缘基座的翼型
CN1766290A (zh) * 2004-10-06 2006-05-03 通用电气公司 有台阶出口的涡轮机翼片
CN101131095A (zh) * 2006-08-21 2008-02-27 通用电气公司 共形叶尖隔板翼型
CN102102542A (zh) * 2009-12-03 2011-06-22 阿尔斯托姆科技有限公司 涡轮叶片

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CA813148A (en) 1969-05-20 M. Kercher David Turbine diaphragm structure
US3540810A (en) * 1966-03-17 1970-11-17 Gen Electric Slanted partition for hollow airfoil vane insert
GB1400285A (en) * 1972-08-02 1975-07-16 Rolls Royce Hollow cooled vane or blade for a gas turbine engine
CH584347A5 (zh) * 1974-11-08 1977-01-31 Bbc Sulzer Turbomaschinen
JPH0756201B2 (ja) * 1984-03-13 1995-06-14 株式会社東芝 ガスタービン翼
US5720431A (en) * 1988-08-24 1998-02-24 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
US5328331A (en) * 1993-06-28 1994-07-12 General Electric Company Turbine airfoil with double shell outer wall
US6000908A (en) * 1996-11-05 1999-12-14 General Electric Company Cooling for double-wall structures
DE10001109B4 (de) 2000-01-13 2012-01-19 Alstom Technology Ltd. Gekühlte Schaufel für eine Gasturbine
EP1136651A1 (de) * 2000-03-22 2001-09-26 Siemens Aktiengesellschaft Kühlsystem für eine Turbinenschaufel
GB0114503D0 (en) * 2001-06-14 2001-08-08 Rolls Royce Plc Air cooled aerofoil
US7121787B2 (en) * 2004-04-29 2006-10-17 General Electric Company Turbine nozzle trailing edge cooling configuration
US7946815B2 (en) * 2007-03-27 2011-05-24 Siemens Energy, Inc. Airfoil for a gas turbine engine
WO2011050025A2 (en) * 2009-10-20 2011-04-28 Siemens Energy, Inc. Airfoil incorporating tapered cooling structures defining cooling passageways

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3301527A (en) * 1965-05-03 1967-01-31 Gen Electric Turbine diaphragm structure
US3628880A (en) * 1969-12-01 1971-12-21 Gen Electric Vane assembly and temperature control arrangement
US3809494A (en) * 1971-06-30 1974-05-07 Rolls Royce 1971 Ltd Vane or blade for a gas turbine engine
CN1629450A (zh) * 2003-12-17 2005-06-22 联合工艺公司 具有成形后缘基座的翼型
CN1766290A (zh) * 2004-10-06 2006-05-03 通用电气公司 有台阶出口的涡轮机翼片
CN101131095A (zh) * 2006-08-21 2008-02-27 通用电气公司 共形叶尖隔板翼型
CN102102542A (zh) * 2009-12-03 2011-06-22 阿尔斯托姆科技有限公司 涡轮叶片

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN106988785A (zh) * 2015-09-22 2017-07-28 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气轮机导叶
US10731490B2 (en) 2015-09-22 2020-08-04 Ansaldo Energia Switzerland AG Gas turbine vane
CN106988785B (zh) * 2015-09-22 2021-07-23 安萨尔多能源瑞士股份公司 燃气轮机导叶
CN107366556A (zh) * 2016-05-12 2017-11-21 通用电气公司 叶片以及涡轮转子叶片

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