CN104929698B - 具有受冷却圆角的涡轮导叶 - Google Patents

具有受冷却圆角的涡轮导叶 Download PDF

Info

Publication number
CN104929698B
CN104929698B CN201510118365.9A CN201510118365A CN104929698B CN 104929698 B CN104929698 B CN 104929698B CN 201510118365 A CN201510118365 A CN 201510118365A CN 104929698 B CN104929698 B CN 104929698B
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
fillet
platform
airfoil
guide vane
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201510118365.9A
Other languages
English (en)
Other versions
CN104929698A (zh
Inventor
E.发钦伊蒂
G.瓦格纳
M.亨泽
J.克鲁伊克
M.维德梅
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
Energy resources Switzerland AG
Original Assignee
Energy Resources Switzerland AG
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by Energy Resources Switzerland AG filed Critical Energy Resources Switzerland AG
Publication of CN104929698A publication Critical patent/CN104929698A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN104929698B publication Critical patent/CN104929698B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/06—Fluid supply conduits to nozzles or the like
    • F01D9/065—Fluid supply or removal conduits traversing the working fluid flow, e.g. for lubrication-, cooling-, or sealing fluids
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F02—COMBUSTION ENGINES; HOT-GAS OR COMBUSTION-PRODUCT ENGINE PLANTS
    • F02C—GAS-TURBINE PLANTS; AIR INTAKES FOR JET-PROPULSION PLANTS; CONTROLLING FUEL SUPPLY IN AIR-BREATHING JET-PROPULSION PLANTS
    • F02C7/00—Features, components parts, details or accessories, not provided for in, or of interest apart form groups F02C1/00 - F02C6/00; Air intakes for jet-propulsion plants
    • F02C7/12—Cooling of plants
    • F02C7/16—Cooling of plants characterised by cooling medium
    • F02C7/18—Cooling of plants characterised by cooling medium the medium being gaseous, e.g. air
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Physics & Mathematics (AREA)
  • Fluid Mechanics (AREA)
  • Chemical & Material Sciences (AREA)
  • Combustion & Propulsion (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

本发明涉及具有受冷却圆角的涡轮导叶。本公开涉及一种导叶(10)，其包括平台(18)和从所述平台(18)延伸且通过圆角(16)连接到平台(18)上的翼型件(11)。冲击管(22)插入到所述翼型件(11)中，从而在冲击管(22)和侧壁(14a，15a)之间限定冷却通道(26)。导叶(10)进一步包括定位在圆角(16)附近的挡板结构(20)，其遵从圆角(16)的内侧轮廓；从而在圆角(16)和挡板结构(20)之间限定第一冷却通路(23)。第一阻碍件(25)在翼型件(11)的内侧布置在圆角(16)与侧壁(14a，15a)的连接部处，从而分开第一冷却通路(23)与翼型件中的冷却通道(26)，以及将冷却气体从第一冷却通路导引到冲击管(22)中。本公开进一步涉及一种用于冷却这种导叶(10)的方法。

Description

具有受冷却圆角的涡轮导叶
技术领域
本发明涉及涡轮导叶，并且更特别地，涉及具有置于导叶的平台和翼型件之间的圆角的受冷却导叶。另外，本发明涉及用于冷却这种导叶的方法。
背景技术
功率发生循环的热力学效率取决于其工作流体的最高温度，在例如燃气涡轮的情况下，最高温度是离开燃烧器的热气的温度。热气的最高可行温度受到燃烧排放和与这个热气接触的部件的运行温度极限，以及将这些部件冷却到热气温度以下的能力的限制。特别地，叶片，即，旋转叶片和导叶(固定叶片)暴露于高温燃烧气体，且因此经受高的热应力。在本领域中了解到用于冷却导叶和减小热应力的方法。典型地，从压缩机中排出的高压空气被从导叶根部部分引入到空气冷却式导叶的内部中。在冷却导叶之后，冷却气体从导叶排到燃气涡轮的热气流径中。
翼型件连接到平台上所处的导叶的区域的负载高，并且往往经受额外的应力，因为翼型件和平台的热失配以及热膨胀不同。为了平稳过渡和降低应力分布中的峰值，已经提出了从平台到翼型件的圆形过渡。这样的圆形过渡或连接典型地被称为圆角(fillet)。
但是冷却圆角是困难的，而且需要额外的冷却气体流，这可导致功率和效率降低。
发明内容
本公开的目标是提出一种导叶，其避免圆角区域中的高应力，并且确保安全高效地冷却圆角和高效地使用冷却气体，即，公开的导叶对导叶中的平台-翼型件过渡区域提供充分冷却。
根据第一实施例，导叶包括平台和翼型件，翼型件沿纵向方向从平台延伸。圆角将平台连接到翼型件上。翼型件可从平台延伸到翼型件尖部或相对的平台。翼型件具有由压力侧壁限定的压力侧和由吸力侧壁限定的吸力侧。压力侧壁和吸力侧壁在前缘和后缘处连结。冲击管可插入到翼型件中，从而在冲击管和侧壁之间限定冷却通道。导叶进一步包括定位在圆角附近的挡板结构，挡板结构遵从圆角的内侧轮廓，并且在圆角和挡板结构之间限定第一冷却通路。导叶(圆角)的内侧是在具有这种导叶的涡轮的运行期间的背向热气侧的侧。第一阻碍件在翼型件的内侧布置在圆角与侧壁的连接部处，以分开第一冷却通路与冷却通道。这个阻碍件可进一步导引冷却气体远离翼型件侧壁。
由于这个分开，已经在冷却通道中使用过的冷却气体可再次用来实现另外的冷却目的。为了减小应力，圆角可具有大曲率，相当于高达翼型件在根部(即，与平台的连接区域)处的厚度。为了最大程度地减小由于燃气涡轮运行中的瞬态期间的热膨胀不同而引起的应力，圆角理想上具有恒定的壁厚。在翼型件侧壁的壁厚不同于平台的壁厚的情况下，圆角壁厚不断改变可为有利的。因此，圆角的内侧轮廓可具有喇叭口形状。由于这个喇叭口形圆角的曲率和产生的大表面积的原因，可能需要大量冷却气体来冷却圆角。因此再次使用圆角冷却来进一步冷却导叶可显著地帮助实现涡轮的良好整体效率。
单独从翼型件冷却供应圆角冷却可为有利的。优选地，再次使用圆角冷却气体来冷却翼型件。由于具有独立的冷却模式，以及再次使用冷却空气，所以增加这个区域中的冷却剂消耗，而不影响翼型件冷却设计，而且不增加导叶的整体冷却消耗是可行的。照这样，可独立地优化翼型件冷却性能。
如果导叶安装在吸气式燃气涡轮中的话，冷却气体可为已经被燃气涡轮的压缩机压缩的空气。冷却气体可为任何其它气体或气体混合物。例如，对于烟道气再循环到压缩机入口中的燃气涡轮，冷却气体可为空气和烟道气的混合物。
导叶可具有在翼型件的一端处的平台，以及在翼型件的另一端处结束的尖部。在这种情况下，从平台的侧部供应冷却气体。导叶也可在平台的两个侧部处具有平台。在平台在两个侧部上的导叶中，可从两个侧部或任一侧部供应冷却气体。如果冷却气体仅供应到具有两个平台的导叶的一侧，则导叶典型地包括在空心翼型件中的通道或管道，以从该侧馈送冷却气体，冷却气体供应到相对的侧部。
根据另一个实施例，导叶包括在平台附近的第二冲击结构，其遵从平台的轮廓。这个第二冲击结构在平台和第二冲击结构之间限定第二冷却通路。冲击结构可部分地或完全覆盖平台，即，平台通过冲击结构部分地或完全被冲击冷却。
在导叶的一个实施例中，用来对第二冷却通路的区域中的平台进行冲击冷却的冷却气体可流到第一冷却通路，以在传送通过第一冷却通路的同时，对圆角进行对流冷却。
在导叶的一个实施例中，挡板结构包括用于对圆角进行冲击冷却的冲击孔。
在导叶的另一个实施例中，第二阻碍件在平台的内侧布置在第二冷却通路和第一冷却通路之间的连接部处，以分开第一冷却通路与第二冷却通路。阻碍件避免来自第二冷却通路的冷却气体交叉地流过第一冷却通路，交叉流可对第一通路中的冲击冷却有有害作用。
第二阻碍件可部分地或完全分开第一冷却通路与第二冷却通路。
用于对平台进行冲击冷却的冷却气体例如可从第二冷却通路馈送到翼型件的冲击管，供进一步使用。
在导叶的一个实施例中，第二阻碍件围绕圆角的周边而持续。在备选实施例中，第二阻碍件围绕前缘和/或后缘延伸，以在圆角的前缘区域和/或后缘区域中保护圆角的冲击冷却免受从第二冷却通路流向第一冷却通路的冷却气体的交叉流。
在导叶的另一个实施例中，第二冷却通路具有通往第一冷却通路的开口，使得冷却气体从第二冷却通路流到第一冷却通路。开口可为挡板结构与第二冲击结构的无缝连接部。这些甚至可组合成一个结构或整体的板或一个板。因而离开第二冷却通路的冷却气体可再次用来在运行期间对圆角进行后续的对流冷却。
在导叶的另一个实施例中，第二冷却通路具有通往冲击管的开口和连接，诸如流通道或连接稳压室，使得冷却气体从第二冷却通路流到冲击管，以在运行期间对翼型件进行后续的冲击冷却。
在导叶的又一个实施例中，第一冷却通路具有通往冲击管的开口或流通道，使得冷却气体从第一冷却通路流到冲击管中，以在运行期间对翼型件进行后续的冲击冷却。
可为进一步有利的是，圆角或圆角区域包括布置在圆角壁中的成排的膜冷却孔，使得在运行期间，来自第一冷却通路的冷却气体在冲击冷却之后用来对圆角进行膜冷却。另外或备选地，平台可包括布置在平台中的至少一个对流冷却孔，使得在运行期间，来自第二冷却通路的冷却气体在冲击冷却之后用来对平台进行对流冷却。这个对流冷却孔可将冷却气体排到热气流径中。
圆角的膜冷却和平台的对流冷却可用来排出流到第一冷却通路和第二冷却通路中的所有冷却气体，从而完全脱开翼型件冷却与平台和圆角冷却。圆角中的膜冷却孔和平台中的对流冷却孔也可布置成与将第一冷却通路连接到翼型件的冲击管上的开口或流通道结合，使得一部分冷却气体再次用来对翼型件进行冲击冷却，并且一部分冷却气体再次用来进行膜冷却和/或对流冷却。
在导叶的另一个实施例中，圆角具有弯曲形状，其外表面在运行期间面向热气，其中，弯曲部(curvature)在圆角与平台的连接部处切向于平台的外表面，并且在圆角与翼型件的连接部处切向于翼型件的外表面。
在又一个实施例中，圆角具有壁厚，其等于在与平台的连接部处的平台的壁厚，并且等于在与翼型件侧壁的连接部处的翼型件侧壁的壁厚，以最大程度地减小应力。圆角的壁厚例如可沿着圆角的从平台到侧壁的延伸部不断减小或不断增大。壁厚例如也可以连续一阶导数改变，即，厚度沿着圆角的从与平台的连接部到与侧壁的连接部的延伸部无级地不断改变。
在导叶的另一个实施例中，冲击管布置在翼型件的前缘区段的内部，并且对流冷却区段布置在翼型件的后缘区段的内部。壁将对流冷却区段分成平台附近的第一对流冷却区段和延伸向导叶尖部(相应地延伸向翼型件的相对的端部处的平台)的第二对流冷却区段。
肋可进一步用来沿着翼型件的根部导引第一通路中的冷却气体。
第一对流冷却区段和/或第二对流冷却区段中的对流冷却可由紊流器加强，诸如例如销场和/或冷却肋。
在另一个实施例中，冷却气体供给器将第一冷却通路连接到第一对流冷却区段上，以将冷却气体直接从第一冷却通路馈送到第一对流冷却区段。因而，离开第一通路的冷却气体不通过冲击管流到对流冷却区段中，而是直接从第一冷却通路流到对流冷却区段中。因此冷却气体的压力在第一冷却通路中保持较高，以有效地冷却翼型件的根部区段。
除导叶之外，用于冷却导叶的方法是本公开的目标。
公开的导叶允许良好地冷却圆角，并且减小圆角中的应力。另外，它允许再次使用用来冷却圆角的冷却气体。
待由那种方法冷却的导叶具有平台、翼型件，翼型件沿纵向方向延伸远离平台、从平台延伸且通过圆角连接到平台上。翼型件具有压力侧和吸力侧，压力侧具有压力侧壁，并且吸力侧具有吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在前缘和后缘处连结。冲击管插入到所述翼型件中，从而在冲击管和侧壁之间限定冷却通道。用于冷却这种导叶的方法包括以下步骤：
-将冷却气体供应到定位在圆角附近的挡板结构，挡板结构遵从圆角的内侧轮廓，并且在圆角和挡板结构之间限定第一冷却通路，
-使冷却气体冲击到圆角上，以进行冲击冷却，
-在冲击之后，利用在翼型件的内侧布置在圆角与侧壁的连接部处的阻碍件的帮助，将离开第一冷却通路的冷却气体导引到冲击管中，以及
-使冷却气体冲击在翼型件的侧壁上。
附图说明
在示意性附图的协助下，在下面更详细地描述本公开、其性质及其优点。参照附图：
图1显示示例性涡轮导叶的透视图；
图2a、2b显示图1的导叶的根部的仰视图；
图3显示平台的横截面和与平台的连接部处的翼型件的剖面的示例；
图4显示图3的平台的改良细节；
图5显示平台的横截面和与平台的连接部处的翼型件的剖面的另一个示例；
图6显示平台的横截面和与平台的连接部处的翼型件的剖面的另一个示例；
图7显示平台的横截面和与平台的连接部处的翼型件的剖面的另一个示例；
图8显示翼型件的示例性横截面。
部件列表
10导叶
11翼型件
12前缘
13后缘
14压力侧
14a压力侧壁
15吸力侧
15a吸力侧壁
16圆角
17叶片尖部
18平台
19a、19b紧固元件
20挡板结构
21排出开口
22冲击管
23第一冷却通路
24第二冷却通路
25第一阻碍件
26冷却通道
27第二冲击结构
28第二阻碍件
29壁
30第一对流冷却区
31第二对流冷却区
32肋
33冷却气体
34膜冷却孔
35对流冷却孔
36冲击冷却孔
37稳压室
38闭合板
39翼型件膜冷却孔。
具体实施方式
在图1中显示根据本公开的示例性实施例的涡轮的导叶10。导叶10具有翼型件11，翼型件11沿纵向方向从平台18延伸到导叶尖部17。翼型件11的纵向方向在此语境中是从平台到尖部的方向，相应地从导叶的平台到与相对的平台的方向。这个方向实际上典型地垂直于涡轮的流径中的热气的流向。翼型件11具有压力侧14和吸力侧15，而且还具有前缘12和后缘13。平台18在顶部上设有钩状紧固元件19a和19b。翼型件11在根部处以圆角16并入平台18中。在后缘13处，用于冷却气体的排出开口21布置成沿着所述后缘13分布，并且借助于设置在它们之间的肋32而彼此分开。翼型件11在外部由压力侧壁14a和吸力侧壁15a限定。膜冷却气体孔可布置在吸力侧壁15a和压力侧壁16a的表面上(未显示)。这些在侧壁14a、15a的前缘区域中可为有利的。
图1中显示的导叶具有从一个平台18延伸且在尖部17处结束的翼型件11。取决于设计和应用，导叶可包括两个平台18，翼型件11从一个平台延伸到另一个平台。
图2a在图1中的导叶的俯视图中显示平台18。在图2a的俯视图中，省略了冲击板和用于导引冷却气体的挡板，以允许看清楚导叶。图2a显示平台18。看不见翼型件本身，因为它从平台18指向外，但可看见平台的具有空气动力学轮廓的开口。将平台18连接到翼型件上的弯曲圆角16环绕成型的导叶开口。在运行期间，冷却气体33遵从圆角16的曲率从平台18流经圆角。为了进一步导引冷却气体流33，在导叶的内侧，将第一阻碍件25布置在圆角16与翼型件的连接部处。在平台18上，将第二阻碍件28布置在圆角16与平台18的连接部处，在前缘区域和后缘区域中。第二阻碍件28保护圆角16的前缘区域和后缘区域免受在运行期间来自平台18的冷却气体的交叉流的影响。
图2b基于图2a。在这里指示了关于冲击冷却孔36的位置的示例。在这个示例中，冷却孔36分布在平台上方且在圆角16的前缘区域和后缘区域中。第二阻碍件28增强了圆角16的前缘区域和后缘区域的有效冲击冷却，第二阻碍件28保护圆角16免受从平台18流向翼型件的冷却气体33的影响。
图3、5、6和7显示在图2a、2b中指示的导叶10的剖面A-A。它们显示具有对应的冷却模式的平台-圆角-翼型件连接部的不同示例。仅显示了接近平台的翼型件11区域的剖面，因为尖部区域不是本发明的主题。如果导叶10包括在翼型件11的两个端部上的平台，则这些可根据显示的相同原理来设计。
图3的导叶包括平台18、延伸远离平台18进入热气流中(在运行期间)的翼型件11。翼型件11通过圆角16连接到平台18上。圆角16弯曲且渐渐接近平台18，相应地在相应的连接部处渐渐接近翼型件11，如在这里对于前缘区域可看到的那样。
挡板结构20定位在圆角16附近，并且遵从圆角16的内侧轮廓。第一冷却通路23布置在圆角和挡板结构20之间。在这个示例中，挡板结构20构造成冲击板，以用供应自挡板结构20上方的稳压室37的加压冷却气体33对圆角16进行冲击冷却。
冲击管22插入到翼型件11中，在冲击管22和侧壁14a、15a之间限定冷却通道26。冲击管22布置成紧挨着翼型件11的前缘，从而允许对前缘区域中的侧壁14a、15a进行冲击冷却。在冲击在侧壁14a、15a上之后，通过以下方式可使用冷却气体33来进一步冷却翼型件：通过膜冷却孔(未显示)将冷却气体33排到翼型件的外表面，或者沿着侧壁14a、15a，朝向导叶的后缘，将冷却气体33导引通过由侧壁14a、15a和冲击管22形成的冷却通道26，并且从而对翼型件11进行对流冷却。
在第一冷却通路23和冷却通道26之间，第一阻碍件25在翼型件11的内侧布置在圆角16与侧壁14a、15a的连接部处。第一阻碍件25防止冷却气体33流出第一冷却通路23直接进入到冷却通道26中，并且强制冷却气体33流出第一冷却通路23的开口进入到冲击管22中。因而冷却气体33可使用两次。在冲击管的上端上方的闭合板38防止冷却气体33从稳压室37直接流到冲击管22中。
在这个示例中，导叶进一步包括在平台18附近的第二冲击结构27。这个第二冲击结构27构造成冲击板，冲击板布置成相对于平台偏移且平行于平台。第二冷却通路24形成于平台18和第二冲击结构27之间。冷却气体33冲击在平台18上，然后沿着第二冷却通路中的平台18的内表面流动。
在这个示例中，导叶具有第二阻碍件28，第二阻碍件28在平台18的内侧布置在第二冷却通路24和第一冷却通路23之间的连接部处。第二阻碍件至少部分地分开第一冷却通路23与第二冷却通路24，并且从而防止冷却气体33从第二冷却通路24交叉地流到经冲击冷却的第一冷却通路23中。
冷却气体33通过开口离开第二冷却通路24，并且可直接导引到冲击管22(未显示)，或者可流过第一冷却通路23的未被第二阻碍件(在这里未显示，但在图2a、2b中有说明)挡住的区段。
可用离开冲击管22的冷却气体33或者直接馈送到冲击管22下游的侧壁14a、15a之间的空间中的冷却气体，来对在冲击管22下游(即，沿在运行期间围绕导叶流动的热气的流向)的翼型件区域进行对流冷却。在这个示例中，第一对流冷却区段30和第二对流冷却区段31布置在翼型件11中的冲击管22的下游，以对侧壁14a、15a进行对流冷却。在冷却气体33已经受冷却圆角16之后，对第一对流冷却区段30馈送来自第一冷却通路23的冷却气体。第一对流冷却区段30与第二对流冷却区段31被壁29分开，壁29基本平行于平台18延伸，并且跨越在压力侧壁14a和吸力侧壁15a之间。将在冲击冷却之后离开冷却通道26的冷却气体33馈送给第二对流冷却区段1。在这个布置中，具有较高压力水平的冷却气体33馈送到平台附近的第一对流冷却区段30，以较好地冷却这个高负载区域。在这里显示的示例中，第一对流冷却区段30和第二对流冷却区段31构造成销场。代替销场，可使用其它热传递改进方案，或者取决于冷却要求，侧壁的至少一部分可具有平滑的内表面。
图4显示在图3中指出的细节IV的平台18冷却设计的变型。在这个示例中，第一冷却通路23和第二冷却通路24被连接，并且无阻碍件置于它们之间。另外，挡板结构20和第二冲击结构27结合成一个冲击板，冲击板遵从平台18的轮廓，并且围绕圆角16的弯曲部。
在这个示例中，通过膜冷却孔34将馈送到第一冷却通路和第二冷却通路的冷却气体33进一步用来对圆角16进行膜冷却，并且通过对流冷却孔35，将该冷却气体33用来对平台18的上游端进行对流冷却。
图5基于图3。但是，第二冷却通路24连接到第一冷却结构上，之间未放置任何阻碍件。另外，挡板结构20未构造成冲击板，而是构造成导引板，导引板沿着圆角16导引离开第二冷却通路24的冷却气体33，以对圆角16进行对流冷却。在这个布置中，冷却气体首先对平台进行冲击冷却，然后对圆角16进行对流冷却，然后馈送到冲击管22，最终冷却翼型件11。
图6也基于图3。平台18的冷却设计在图3的示例的设计基础上经改良。在这个示例中，第二冷却通路24的高度改变。它高于第一冷却通路23。增大的冷却通路高度可有利于导引大量冷却气体流33通过通路。这可用来例如导引被用来冷却前缘区域中的平台18的冷却气体33绕过第二阻碍件28到达导叶的压力侧14，相应地到达吸力侧15，在那里，冷却气体33可用来对圆角16进行对流冷却：
在图6中，还显示了第二对流冷却区段31的改良。在这个示例中，在翼型件11的后缘处布置成排的肋32。这些肋32可用来进一步加强热传递。
在图7中显示基于图3的另一个修改。在这个示例中，第一对流冷却区段30和第二对流冷却区段31两者都供应有来自冲击管22的冷却气体，而没有从第一冷却通路23到第一对流冷却区段30中的直接馈送。
图8示意性地显示图7的横截面VIII-VIII作为翼型件11的横截面的示意性示例。吸力侧壁15a和压力侧壁14a限定翼型件11的空心横截面。朝向翼型件11的前缘，冲击管22布置在这个空心横截面的内部。冷却气体33馈送到冲击管中，并且冲击在吸力侧壁15a和压力侧壁14a的内侧，以进行冷却。随后，一部分冷却气体33用来进行膜冷却，并且通过翼型件膜冷却孔39排出。另一部分冷却气体33在冲击管22和吸力侧壁15a(相应地压力侧壁14a)之间的冷却通道26中流向第二对流冷却区段31，并且通过翼型件11的后缘排出。

Claims (13)

1.一种导叶(10)，包括平台(18)和翼型件(11)，所述翼型件(11)从所述平台(18)延伸，并且通过圆角(16)连接到所述平台(18)上，其中，沿纵向方向延伸远离所述平台(18)的翼型件(11)具有：压力侧(14)和吸力侧(15)，所述压力侧(14)具有压力侧壁(14a)，所述吸力侧(15)具有吸力侧壁(15a)，所述压力侧壁(14a)和所述吸力侧壁(15a)在前缘(12)和后缘(13)处连结，并且冲击管(22)插入到所述翼型件(11)中，从而在所述冲击管(22)和所述侧壁(14a，15a)之间限定冷却通道(26)，其特征在于，所述导叶(10)包括定位在所述圆角(16)附近的挡板结构(20)，所述挡板结构(20)遵从所述圆角(16)的内侧轮廓；从而在所述圆角(16)和所述挡板结构(20)之间限定第一冷却通路(23)，以及其中，第一阻碍件(25)在所述翼型件(11)的内侧布置在所述圆角(16)与所述侧壁(14a，15a)的连接部处，以分开所述第一冷却通路(23)与所述冷却通道(26)，且其中，所述导叶(10)包括在所述平台(18)附近的第二冲击结构(27)，所述第二冲击结构(27)遵从所述平台(18)的轮廓，从而在所述平台(18)和所述第二冲击结构(27)之间限定第二冷却通路(24)，且第二阻碍件(28) 在所述平台(18)的内侧布置在所述第二冷却通路(24)和所述第一冷却通路(23)之间的连接部处，以分开所述第一冷却通路(23)与所述第二冷却通路(24)。
2.根据权利要求1所述的导叶(10)，其特征在于，所述挡板结构(20)包括用于对所述圆角(16)进行冲击冷却的冲击孔。
3.根据权利要求1所述的导叶(10)，其特征在于，所述第二阻碍件(28)围绕所述圆角(16)的周边而持续。
4.根据权利要求1所述的导叶(10)，其特征在于，所述第二阻碍件(28)围绕所述前缘和/或所述后缘延伸，以在所述圆角(16)的前缘区域和/或后缘区域中保护所述圆角(16)的冲击冷却免受从所述第二冷却通路(24)流向所述第一冷却通路(23)的冷却气体的交叉流的影响。
5.根据权利要求1所述的导叶(10)，其特征在于，所述第二冷却通路(24)具有通往所述第一冷却通路(23)的开口，使得冷却气体从所述第二冷却通路(24)流到第一冷却通路(23)，以在运行期间对所述圆角(16)进行后续的对流冷却。
6.根据权利要求1所述的导叶(10)，其特征在于，第二冷却通路(24)具有通往所述冲击管(22)的开口，使得冷却气体(33)从第二冷却通路(24)流到所述冲击管(22)，以在运行期间对所述翼型件(11)进行后续的冲击冷却。
7.根据权利要求1或2所述的导叶(10)，其特征在于，所述第一冷却通路(23)具有通往所述冲击管(22)的开口，使得冷却气体(33)从第一冷却通路(23)流到冲击管(22)中，以在运行期间对所述翼型件(11)进行后续的冲击冷却。
8.根据权利要求1或2所述的导叶(10)，其特征在于，圆角(16)包括成排的膜冷却孔(34)，所述成排的膜冷却孔(34)布置在所述圆角壁中，使得在运行期间，在冲击冷却之后，冷却气体(33)用于对所述圆角(16)进行膜冷却，并且/或者所述平台(18)包括对流冷却孔(35)，所述对流冷却孔(35)布置在所述平台(18)中，使得在运行期间，在冲击冷却之后，冷却气体(33)用于对所述平台(18)进行对流冷却。
9.根据权利要求1或2所述的导叶(10)，其特征在于，所述圆角(16)具有弯曲形状，其外表面在运行期间面向热气，其中，弯曲部在所述圆角(16)与所述平台(18)的连接部处切向于所述平台(18)的外表面，并且在所述圆角(16)与所述翼型件(11)的连接部处切向于所述翼型件(11)的外表面。
10.根据权利要求1或2所述的导叶(10)，其特征在于，所述圆角(16)的壁厚等于在与所述平台(18)的连接部处的平台(18)的壁厚，并且所述圆角(16)的壁厚等于在与所述翼型件侧壁(14a，15a)的连接部处的翼型件侧壁(14a，15a)的壁厚，其中，所述圆角(16)的壁厚沿着所述圆角的从所述平台(18)到所述侧壁(14a，15a)的延伸部不断减小或不断增大。
11.根据权利要求1或2所述的导叶(10)，其特征在于，所述冲击管布置在所述翼型件(11)的前缘区段中，并且对流冷却区段(30，31)布置在所述翼型件的后缘区段中，其中，所述对流冷却区段被壁(29)分成在所述平台附近的第一对流冷却区段(30)，以及延伸向所述翼型件(11)的相对的端部的第二对流冷却区段(31)。
12.根据权利要求11所述的导叶(10)，其特征在于，冷却气体供给器将所述第一冷却通路(23)连接到所述第一对流冷却区段(30)上，以直接将冷却气体从所述第一冷却通路(23)馈送到第一对流冷却区段(30)。
13.一种用于冷却导叶(10)的方法，所述导叶(10)包括平台(18)、翼型件(11)，所述翼型件(11)从所述平台(18)延伸，并且通过圆角(16)连接到所述平台(18)上，其中，沿纵向延伸远离所述平台(18)的翼型件(11)具有压力侧(14)和吸力侧(15)，所述压力侧(14)具有压力侧壁(14a)，所述吸力侧(15)具有吸力侧壁(15a)，所述压力侧壁(14a)和所述吸力侧壁(15a)在前缘(12)和后缘(13)处连结，并且冲击管(22)插入到所述翼型件(11)中，从而在所述冲击管(22)和所述侧壁(14a，15a)之间限定冷却通道(26)，其特征在于，冷却所述导叶(10)包括以下步骤：
将冷却气体供应到定位在所述圆角(16)附近的挡板结构(20)，所述挡板结构(20)遵从所述圆角(16)的内侧轮廓；从而在所述圆角(16)和所述挡板结构(20)之间限定第一冷却通路(23)，
使所述冷却气体(33)冲击到所述圆角(16)上，以进行冲击冷却，
利用在所述翼型件(11)的内侧布置在所述圆角(16)与所述侧壁(14a，15a)的连接部处的阻碍件(25)的帮助，将所述冷却气体(33)导引到所述冲击管(22)中，以及
使所述冷却气体(33)冲击在所述侧壁(14a，15a)上，以及
通过第二阻碍件(28)增强所述前缘(12)和所述圆角(16)的后缘区域(13)的冲击冷却，所述第二阻碍件(28) 在所述平台(18)的内侧布置在第二冷却通路(24)和所述第一冷却通路(23)之间的连接部处，以分开所述第一冷却通路(23)与所述第二冷却通路(24)，其中，所述导叶(10)包括在所述平台(18)附近的第二冲击结构(27)，所述第二冲击结构(27)遵从所述平台(18)的轮廓，从而在所述平台(18)和所述第二冲击结构(27)之间限定所述第二冷却通路(24)。
CN201510118365.9A 2014-03-20 2015-03-18 具有受冷却圆角的涡轮导叶 Active CN104929698B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
EP14160874.5A EP2921650B1 (en) 2014-03-20 2014-03-20 Turbine vane with cooled fillet
EP14160874.5 2014-03-20

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN104929698A CN104929698A (zh) 2015-09-23
CN104929698B true CN104929698B (zh) 2019-05-21

Family

ID=50289586

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201510118365.9A Active CN104929698B (zh) 2014-03-20 2015-03-18 具有受冷却圆角的涡轮导叶

Country Status (6)

Country Link
US (1) US9896951B2 (zh)
EP (1) EP2921650B1 (zh)
JP (1) JP2015183689A (zh)
KR (1) KR20150110367A (zh)
CN (1) CN104929698B (zh)
RU (1) RU2675433C2 (zh)

Families Citing this family (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10221708B2 (en) * 2014-12-03 2019-03-05 United Technologies Corporation Tangential on-board injection vanes
US9810084B1 (en) * 2015-02-06 2017-11-07 United Technologies Corporation Gas turbine engine turbine vane baffle and serpentine cooling passage
US20170009587A1 (en) * 2015-07-06 2017-01-12 United Technologies Corporation Method for generating an airfoil including an aerodynamically-shaped fillet and airfoils including the aerodynamically-shaped fillet
US10428659B2 (en) * 2015-12-21 2019-10-01 United Technologies Corporation Crossover hole configuration for a flowpath component in a gas turbine engine
US20170198602A1 (en) * 2016-01-11 2017-07-13 General Electric Company Gas turbine engine with a cooled nozzle segment
US10822973B2 (en) * 2017-11-28 2020-11-03 General Electric Company Shroud for a gas turbine engine
US11131212B2 (en) 2017-12-06 2021-09-28 Raytheon Technologies Corporation Gas turbine engine cooling component
US10648351B2 (en) 2017-12-06 2020-05-12 United Technologies Corporation Gas turbine engine cooling component
US10619492B2 (en) * 2017-12-11 2020-04-14 United Technologies Corporation Vane air inlet with fillet
US10502093B2 (en) * 2017-12-13 2019-12-10 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine shroud cooling
US10774657B2 (en) * 2018-11-23 2020-09-15 Raytheon Technologies Corporation Baffle assembly for gas turbine engine components
CN112160796B (zh) * 2020-09-03 2022-09-09 哈尔滨工业大学 燃气轮机发动机的涡轮叶片及其控制方法
US11773730B2 (en) 2021-10-22 2023-10-03 Rolls-Royce Plc Ceramic matrix composite airfoil with heat transfer augmentation

Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6561757B2 (en) * 2001-08-03 2003-05-13 General Electric Company Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention

Family Cites Families (17)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE755567A (fr) * 1969-12-01 1971-02-15 Gen Electric Structure d'aube fixe, pour moteur a turbines a gaz et arrangement de reglage de temperature associe
US6062817A (en) * 1998-11-06 2000-05-16 General Electric Company Apparatus and methods for cooling slot step elimination
US6398486B1 (en) * 2000-06-01 2002-06-04 General Electric Company Steam exit flow design for aft cavities of an airfoil
ES2254296T3 (es) * 2001-08-09 2006-06-16 Siemens Aktiengesellschaft Enfriamiento de un alabe de turbina.
JP2005513329A (ja) * 2001-12-13 2005-05-12 アルストム テクノロジー リミテッド タービンエンジンの構成部品用密閉構造体
US7104756B2 (en) * 2004-08-11 2006-09-12 United Technologies Corporation Temperature tolerant vane assembly
TWI266933B (en) * 2004-11-05 2006-11-21 Hannstar Display Corp Back light module
US7431559B2 (en) * 2004-12-21 2008-10-07 United Technologies Corporation Dirt separation for impingement cooled turbine components
US20100310367A1 (en) * 2006-09-28 2010-12-09 United Technologies Corporation Impingement cooling of a turbine airfoil with large platform to airfoil fillet radius
US7927073B2 (en) * 2007-01-04 2011-04-19 Siemens Energy, Inc. Advanced cooling method for combustion turbine airfoil fillets
RU2382885C2 (ru) * 2008-05-20 2010-02-27 Государственное образовательное учреждение высшего профессионального образования Рыбинская государственная авиационная технологическая академия имени П.А. Соловьева Сопловая лопатка газовой турбины с циклонно-вихревой системой охлаждения
US8142874B1 (en) * 2009-02-26 2012-03-27 United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Bi-material composite structure with reduced thermal expansion
KR101239595B1 (ko) * 2009-05-11 2013-03-05 미츠비시 쥬고교 가부시키가이샤 터빈 정익 및 가스 터빈
US20110259110A1 (en) * 2009-12-31 2011-10-27 Smith Christopher P Device for Measuring Strain in a Component
EP2418355A1 (en) * 2010-08-13 2012-02-15 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine vane
RU103571U1 (ru) * 2010-10-21 2011-04-20 Открытое акционерное общество "Научно-производственное объединение "Сатурн" Охлаждаемая лопатка турбины
JP5931351B2 (ja) * 2011-05-13 2016-06-08 三菱重工業株式会社 タービン静翼

Patent Citations (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6561757B2 (en) * 2001-08-03 2003-05-13 General Electric Company Turbine vane segment and impingement insert configuration for fail-safe impingement insert retention

Also Published As

Publication number Publication date
US9896951B2 (en) 2018-02-20
US20150267549A1 (en) 2015-09-24
RU2015109770A3 (zh) 2018-10-22
KR20150110367A (ko) 2015-10-02
JP2015183689A (ja) 2015-10-22
EP2921650A1 (en) 2015-09-23
RU2015109770A (ru) 2016-10-10
CN104929698A (zh) 2015-09-23
RU2675433C2 (ru) 2018-12-19
EP2921650B1 (en) 2017-10-04

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN104929698B (zh) 具有受冷却圆角的涡轮导叶
US7497655B1 (en) Turbine airfoil with near-wall impingement and vortex cooling
JP4801513B2 (ja) ターボ機械の可動な翼のための冷却回路
CN101825002B (zh) 涡轮叶片冷却
CN101535602B (zh) 涡轮叶片
US8246307B2 (en) Blade for a rotor
JP4607302B2 (ja) ガスタービンバケットを冷却するための冷却回路及び方法
US8944763B2 (en) Turbine blade cooling system with bifurcated mid-chord cooling chamber
JP6239163B2 (ja) 前縁インピンジメント冷却システム及び隣接壁インピンジメントシステムを備えたタービン翼冷却システム
US20100226789A1 (en) Turbine blade dual channel cooling system
JP2016503850A (ja) サーペンタイン冷却回路及びアキシアル方向先端部冷却回路が組み込まれたタービンブレード
CN105089709B (zh) 具有改进的冷却的翼型件
JP2010281316A (ja) 冷却能力が改良されたガスタービン羽根
JP6435188B2 (ja) タービン翼における構造的構成および冷却回路
US8292578B2 (en) Material having internal cooling passage and method for cooling material having internal cooling passage
CN106437867A (zh) 涡轮带防弦化凸缘
CN108026773A (zh) 具有流动移位特征部的带有部分密封的径向通路的涡轮翼型件
CA2528098A1 (en) Internally cooled gas turbine airfoil and method
US20150184537A1 (en) Interior cooling circuits in turbine blades
JP6506549B2 (ja) タービンブレード内の構造構成および冷却回路
CN104791018A (zh) 具有涡流冷却通道的涡轮叶片及其冷却方法
CN104675445A (zh) 具有近壁微回路边缘冷却的涡轮机叶片
CN104379873A (zh) 涡轮翼型件装置及相应方法
CN104541024A (zh) 用于旋转机器的内部冷却式翼型件
CN104727856B (zh) 涡轮轮叶和用于冷却燃气涡轮发动机的涡轮轮叶的方法

Legal Events

Date Code Title Description
C06 Publication
PB01 Publication
CB02 Change of applicant information

Address after: Baden, Switzerland

Applicant after: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

Address before: Baden, Switzerland

Applicant before: Alstom Technology Ltd.

COR Change of bibliographic data
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
TA01 Transfer of patent application right
TA01 Transfer of patent application right

Effective date of registration: 20171208

Address after: Baden, Switzerland

Applicant after: Energy resources Switzerland AG

Address before: Baden, Switzerland

Applicant before: ALSTOM TECHNOLOGY LTD

GR01 Patent grant
GR01 Patent grant