CN105683507A - 带有具有内部冷却系统的侧向延伸的抑制器的涡轮机翼片 - Google Patents

Abstract

公开了一种涡轮机翼片（10），所述涡轮机翼片能够在涡轮发动机中使用并具有至少一个抑制器（14），所述抑制器具有位于其中并与翼片冷却系统（18）连通的抑制器冷却系统（16）。抑制器（14）可以从翼片（10）的外壳（20）朝向位于一排（58）翼片（10）内的相邻的涡轮机翼片（10）延伸。抑制器冷却系统（16）可以包含通过内壁（26）与外部冷却通道（24）隔开的内部冷却通道（22）。内壁（26）可以包含多个冲击冷却孔（28），所述冲击冷却孔引导冲击流体撞击限定外部冷却通道（24）的外壁（30）。在一个实施例中，冷却流体可以从抑制器（14）排出，并且在另一个实施例中，冷却流体可以返回到翼片冷却系统（18）。导流件（32）可以位于外部冷却通道（24）中，其可以减少由冲击孔引起的错流，由此提高效力。

Description

带有具有内部冷却系统的侧向延伸的抑制器的涡轮机翼片

关于联邦政府资助的研究或开发的声明

本发明的开发部分地由美国能源部支持（先进的涡轮机开发计划，合同号DE-FC26-05NT42644）。因此，美国政府可以拥有本发明的某些权利。

技术领域

本发明总体上针对涡轮机翼片，并且更具体地针对具有用于传递流体（比如，空气）以冷却翼片的冷却通道的中空涡轮机翼片。

背景技术

通常，燃气涡轮发动机包含用于压缩空气的压缩机、用于混合压缩空气与燃料并点燃该混合物的燃烧室、以及用于生产能量的涡轮机叶片组件。燃烧室常常在可能超过华氏2,500度的高温下操作。典型的涡轮机燃烧室配置将涡轮机轮叶和叶片组件暴露于这些高温下。因此，涡轮机轮叶和叶片必须由能够耐此类高温的材料制成。另外，涡轮机轮叶和叶片常常含有冷却系统，以延长轮叶和叶片的寿命并降低由于温度过高引起的失效的可能性。

通常，涡轮机叶片由形成叶片的细长部分形成，所述叶片具有被配置成联接到涡轮机叶片载体的一端和被配置成形成叶片末端的相对端。叶片一般由前缘、后缘、吸入侧和压力侧构成。大多数涡轮机叶片的内部方面通常含有形成冷却系统的错综复杂的曲径冷却回路。叶片中的冷却回路从涡轮发动机的压缩机接收空气并传递空气通过适于联接到叶片载体的叶片端部。冷却回路常常包含多个流动路径，这些流动路径被设计成将涡轮机叶片的所有方面都维持在相对均匀的温度。穿过这些冷却回路的空气的至少一些通过叶片的前缘、后缘、吸入侧和压力侧中的孔被排出。冷却回路也已经被包含在抑制器内。虽然已经对涡轮机叶片中的冷却系统进行了改进，但仍存在对于下述涡轮机叶片的需求，该涡轮机叶片具有提高的冷却效率以耗散热，同时传递足够量的冷却空气通过叶片和附接的抑制器，并且要求来自涡轮发动机的呈压缩空气形式的尽可能少的能量。

发明内容

公开了一种涡轮机翼片，所述涡轮机翼片能够在涡轮发动机中使用并具有一个或多个抑制器，所述抑制器具有位于其中并与翼片冷却系统连通的抑制器冷却系统。抑制器可以从翼片的外壳朝向位于一排翼片内的相邻的涡轮机翼片延伸。抑制器冷却系统可以包含通过内壁与外部冷却通道隔开的内部冷却通道。内壁可以包含多个冲击冷却孔，所述冲击冷却孔引导冲击流体撞击限定外部冷却通道和抑制器外壁的外壁。在一个实施例中，冷却流体可以从抑制器排出，并且在另一个实施例中，冷却流体可以返回到翼片冷却系统以作他用。导流件可以位于外部冷却通道中，其可以减少由冲击冷却孔引起的错流，由此提高效力。

涡轮机翼片可以包含大体细长的中空翼片，所述中空翼片由外壳形成并且具有前缘、后缘、压力侧、吸入侧、在翼片的第一端处的根部和在与第一端相对的第二端处的末端，以及翼片冷却系统，其位于所述大体细长的中空翼片的内部方面内。涡轮机翼片还可以包含抑制器，所述抑制器从形成大体细长的中空翼片的外壳朝向位于一排翼片（包含所述大体细长的中空翼片）内的相邻的涡轮机翼片延伸。抑制器冷却系统可以位于抑制器内并且可以由一个或多个内部冷却通道形成，所述内部冷却通道通过内壁与一个或多个外部冷却通道隔开。内部冷却通道可以经由入口与翼片冷却系统流体连通，以从大体细长的中空翼片内的翼片冷却系统接收冷却流体。内壁可以包含一个或多个冲击冷却孔，所述冲击冷却孔被定位成允许冷却流体传递离开内部冷却通道并冲击形成外部冷却通道的外壁的内表面。

形成外部冷却通道的外壁可以包含用于排放冷却流体的一个或多个冷却流体排放孔。冷却流体排放孔可以包含成排对准的多个冷却流体排放孔，其沿抑制器的纵向轴线侧向地分开。内壁可以由位于外壁内的插入物形成。内壁可以包含端盖，所述端盖被密封到外壁以封闭抑制器冷却系统。内壁和外壁可以为圆柱形的，并且内壁可以同心地位于外壁内。在其它实施例中，内壁和外壁可以具有其它形状。

在另一实施例中，由排出壁形成的冷却流体排出通道可以位于抑制器冷却系统内并且可以具有与翼片冷却系统流体连通的出口以使冷却流体返回到翼片冷却系统。冷却流体歧管可以位于外部冷却通道和冷却流体排出通道之间。更具体地，冷却流体歧管可以位于端盖的内表面处。冷却流体排出通道可以位于内部冷却通道内。尤其，排出壁、内壁和外壁均可以为圆柱形的。内壁可以同心地位于外壁内，并且排出壁可以同心地位于内壁内。内壁和排出壁可以由位于外壁内的插入物形成，并且所述插入物可以包含端盖，所述端盖被密封到外壁以封闭抑制器冷却系统。

多个导流件可以从内壁径向向外地延伸到外部冷却通道中，以减少在下游冲击孔处的错流。内壁中的冲击冷却孔可以位于两个导流件之间，并且在端壁中的通向冷却流体歧管的排出孔可以从由这两个导流件产生的迷你腔室以每个方向一个的方式周向地偏置，以便通过冲击冷却孔排出的冲击冷却流体必须穿过导流件中的一个以通过所述排出孔离开外部冷却通道，由此减少横穿下游冲击冷却孔的错流。

抑制器冷却系统的优点在于抑制器冷却系统包含冲击冷却，因为来自翼片冷却系统的冷却流体可以穿过冲击孔并冲击形成抑制器内的外部冷却通道的外壁的内表面。

抑制器冷却系统的另一个优点在于抑制器冷却系统可以从翼片冷却系统接收冷却流体，传递该冷却流体通过抑制器冷却系统，并将该冷却流体排回到翼片冷却系统中而不是将冷却流体从抑制器和翼片中排出。

抑制器冷却系统的又一个优点在于抑制器冷却系统可以包含导流件，所述导流件从下游冲击孔带走冷却流体并使冷却流体与下游冲击孔隔离，由此减少横穿下游冲击孔的错流，这提高下游冲击孔的效力。

下文更详细地描述了这些和其它实施例。

附图说明

被并入说明书中并形成说明书的一部分的附图示出了现公开的发明的实施例，并且结合具体实施方式，公开了本发明的原理。

图1是具有根据本发明的特征的涡轮机翼片的透视图。

图2是图1中所示的涡轮机翼片中的一个的前部的示意图。

图3是图2中所示的涡轮机翼片的透视图。

图4是在图3中的剖面线4-4处所截取的从涡轮机翼片向外延伸的抑制器的分解横截面视图。

图5是在图3中的剖面线4-4处所截取的抑制器的横截面视图，所述抑制器从涡轮机翼片向外延伸并示出了具有排出孔的抑制器冷却系统。

图6是在图3中的剖面线4-4处所截取的抑制器的另一实施例的横截面视图，所述抑制器从涡轮机翼片向外延伸并示出了具有排出通道的抑制器冷却系统，所述排出通道使冷却流体从抑制器冷却系统返回到翼片冷却系统。

图7是在图6中的剖面线7-7处所截取的从涡轮机翼片向外延伸的抑制器的横截面视图。

图8是在图6中的剖面线8-8处所截取的抑制器的局部横截面视图，所述抑制器从涡轮机翼片向外延伸并包含导流件。

具体实施方式

如图1到图8中所示，公开了一种涡轮机翼片10，所述涡轮机翼片能够用于涡轮发动机12中并具有一个或多个抑制器14，所述抑制器具有位于其中并与翼片冷却系统18连通的抑制器冷却系统16。抑制器14可以从翼片10的外壳20朝向位于一排58翼片10内的相邻的涡轮机翼片10延伸。抑制器冷却系统16可以包含通过内壁26与外部冷却通道24隔开的内部冷却通道22。内壁26可以包含多个冲击冷却孔28，所述冲击冷却孔引导冲击流体撞击限定外部冷却通道24和抑制器外壁的外壁30。在一个实施例中，冷却流体可以从抑制器14排出，并且在另一个实施例中，冷却流体可以返回到翼片冷却系统18以作他用。如图8中所示，导流件32可以位于外部冷却通道24中，这可以减少由冲击冷却孔28引起的错流，由此提高效力。

如图2和图3中所示，涡轮机翼片10可以具有任何适当的配置。在至少一个实施例中，涡轮机翼片10可以具有由外壳20形成的大体细长的中空翼片54，并且所述大体细长的中空翼片可以具有前缘36、后缘38、压力侧40、吸入侧42、在翼片10的第一端46处的根部44和在与第一端46相对的第二端50处的末端48、以及位于大体细长的中空翼片10的内部方面内的翼片冷却系统18。涡轮机翼片10可以包含抑制器14，所述抑制器从形成大体细长的中空翼片54的外壳20朝向位于一排58翼片10（包含大体细长的中空翼片54）内的相邻的涡轮机翼片56延伸，如图1中所示。涡轮机翼片10还可以包含抑制器冷却系统16，所述抑制器冷却系统位于抑制器14内并且由一个或多个内部冷却通道22形成，所述内部冷却通道通过内壁26与一个或多个外部冷却通道24隔开。内部冷却通道22可以经由入口60与翼片冷却系统18流体连通，以从大体细长的中空机翼片54内的翼片冷却系统18接收冷却流体。入口60可以具有任何适当配置并且可以具有小于内部冷却通道22的横截面面积的横截面面积。在其它实施例中，入口60可以与内部冷却通道22具有另一种大小关系。内壁26可以包含一个或多个冲击冷却孔28，所述冲击冷却孔被定位成允许冷却流体从内部冷却通道22传递通过冲击冷却孔并冲击形成外部冷却通道24的外壁30的内表面62。

在至少一个实施例中，如图5中所示，形成外部冷却通道24的外壁30可以包含用于排放冷却流体的一个或多个冷却流体排放孔64。冷却流体排放孔64可以具有任何适当的形状和定向。冷却流体排放孔64还可以按任何适当模式被定位以促进抑制器14的期望冷却。在至少一个实施例中，翼片10可以包含成排66对准的多个冷却流体排放孔64，其沿抑制器14的纵向轴线68侧向地分开并围绕纵向轴线68周向地被定位。

如图4和图5中所示，内壁26可以由位于外壁30内的插入物70形成。内壁26可以包含端盖72，所述端盖被密封到外壁30以封闭抑制器冷却系统16。内壁26还可以用任何适当的制造技术形成到插入物、特征铸件及类似物中。内壁26和外壁30可以为圆柱形的。在另一个实施例中，内壁26和外壁30可以为椭圆形的或具有另一形状。内壁26可以同心地位于外壁30内。外壁30可以与形成大体细长的中空翼片54的外壳20一体地形成。

在另一个实施例中，如图6和图7中所示，在冷却流体穿过抑制器14之后，抑制器冷却系统30可以将冷却流体排回到翼片冷却系统18中。冷却流体经由冷却流体排出通道74在此类配置中被路由，所述冷却流体排出通道由位于抑制器冷却系统30内的排出壁76形成并且具有与翼片冷却系统18流体连通的出口78。冷却流体歧管80可以位于外部冷却通道24和冷却流体排出通道74之间。冷却流体歧管80可以位于端盖72的内表面82处。冷却流体排出通道74可以位于内部冷却通道22内。在至少一个实施例中，排出壁76、内壁26和外壁30可以是圆柱形的。内壁26可以同心地位于外壁30内，并且排出壁76可以同心地位于内壁26内。内壁26和排出壁76可以由位于外壁30内的插入物70形成。在其它实施例中，内壁26可以用任何适当的制造技术被形成到插入物、特征铸入件和类似物中。插入物70可以包含端盖72，所述端盖被密封到外壁30以封闭抑制器冷却系统16。

抑制器冷却系统30还可以包含多个导流件32，如图8中所示，所述导流件从内壁26径向向外地延伸到外部冷却通道24中。内壁26中的冲击冷却孔28可以位于两个导流件32之间，并且在端壁88中的通向冷却流体歧管80的排出孔86从由这两个导流件32产生的迷你腔室90以每个方向一个的方式周向地偏置，以便通过冲击冷却孔28排出的冲击冷却流体必须经过导流件32中的一个（如图8中所示），以通过排出孔86离开外部冷却通道24，由此减少了横穿下游冲击冷却孔28的错流。在至少一个实施例中，导流件32中的一个或多个可以延伸外部冷却通道24的全长。在其它实施例中，导流件32中的一个或多个可以延伸外部冷却通道24的部分长度。导流件32可以具有方形形状、矩形形状或其它适当配置的横截面。

在使用期间，冷却流体可以经由入口60从翼片冷却系统18传递到内部冷却通道22。冷却流体可以流动通过内部冷却通道22并穿过在形成内部冷却通道22的内壁26中的一个或多个冲击冷却孔28。穿过冲击冷却孔28的冷却流体可以冲击外壁30的内表面62。在图5中所示的一个实施例中，冷却流体可以经由冷却流体排放孔64从抑制器14排出。在图6中所示的另一个实施例中，冷却流体可以被从外部冷却通道24传递到冷却流体歧管80中。冷却流体可以被收集在冷却流体歧管80中并传递到冷却流体排出通道74中。冷却流体可以穿过冷却流体排出通道74并且可以经由出口78被排回到翼片冷却系统18。

在另一个实施例中，如图8中所示，内部冷却通道22中的冷却流体可以穿过冲击冷却孔28并且可以冲击外壁30的内表面62，在这种情况下，冷却流体在外部冷却通道24中。导流件32可以与抑制器14的纵向轴线68对准并且可以从内壁26径向向外地延伸。在其它实施例中，导流件32可以斜对地、周向地被定位或位于另一位置处。导流件32可以位于冲击冷却孔28和排出孔86之间，使得冷却流体必须首先从由导流件32形成的迷你腔室90传递越过导流件32并穿过排出孔86。从迷你腔室90周向地流出减少了下游冲击冷却孔28经历的错流的量。在冷却流体流动通过排出孔86之后，冷却流体收集在冷却流体歧管80中并且可以被传递到冷却流体排出通道74中。冷却流体可以穿过冷却流体排出通道74并且可以经由出口78被排回到翼片冷却系统18。

出于说明、解释和描述本发明的实施例的目的提供了上述内容。对这些实施例的修改和调适对于本领域的技术人员来说将是显而易见的并且在不背离本发明的范围或精神的情况下可以对这些实施例进行修改和调适。

Claims (13)

1.一种涡轮机翼片（10），其特征在于：

大体细长的中空翼片（54），所述大体细长的中空翼片由外壳（20）形成并且具有前缘（36）、后缘（38）、压力侧（40）、吸入侧（42）、在所述翼片（54）的第一端（46）处的根部（44）和在与所述第一端（46）相对的第二端（50）处的末端（48）、以及位于所述大体细长的中空翼片（54）的内部方面内的翼片冷却系统（18）；

抑制器（14），所述抑制器从形成所述大体细长的中空翼片（54）的所述外壳（20）朝向位于包含所述大体细长的中空翼片（54）的一排（58）翼片（10）内的相邻的涡轮机翼片（10）延伸；以及

抑制器冷却系统（16），所述抑制器冷却系统位于所述抑制器（14）内并且由至少一个内部冷却通道（22）形成，所述至少一个内部冷却通道通过内壁（26）与至少一个外部冷却通道（24）隔开，其中，所述至少一个内部冷却通道（22）经由入口（60）与所述翼片冷却系统（18）流体连通以从在所述大体细长的中空翼片（54）内的所述翼片冷却系统（18）接收冷却流体，并且其中，所述内壁（26）包含至少一个冲击冷却孔（28），所述冲击冷却孔被定位成允许冷却流体从所述至少一个内部冷却通道（22）传递并冲击形成所述至少一个外部冷却通道（24）的外壁（30）的内表面（62）。

2.根据权利要求1所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：形成所述至少一个外部冷却通道（24）的所述外壁（30）包含用于排放冷却流体的至少一个冷却流体排放孔（64）。

3.根据权利要求2所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述至少一个冷却流体排放孔（64）包括成排（66）对准的多个冷却流体排放孔（64），所述冷却流体排放孔沿所述抑制器（14）的纵向轴线（68）侧向地分开。

4.根据权利要求1所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述内壁（26）由位于所述外壁（30）内的插入物（70）形成，并且其中，所述内壁（26）包含端盖（72），所述端盖被密封到所述外壁（30）以封闭所述抑制器冷却系统（16）。

5.根据权利要求1所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述内壁和所述外壁（26、30）是圆柱形的，并且所述内壁（26）同心地位于所述外壁（30）内。

6.根据权利要求1所述的涡轮机翼片（10），其特征进一步在于：由排出壁（76）形成的冷却流体排出通道（74），所述冷却流体排出通道位于所述抑制器冷却系统（16）内且具有与所述翼片冷却系统（18）流体连通的出口（78）。

7.根据权利要求6所述的涡轮机翼片（10），其特征进一步在于：冷却流体歧管（80），所述冷却流体歧管位于所述至少一个外部冷却通道（24）和所述冷却流体排出通道（74）之间。

8.根据权利要求7所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述冷却流体歧管（80）位于端盖（72）的内表面（62）处。

9.根据权利要求6所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述冷却流体排出通道（74）位于所述至少一个内部冷却通道（22）内。

10.根据权利要求9所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述排出壁、所述内壁和所述外壁（26、30）是圆柱形的，并且所述内壁（26）同心地位于所述外壁（30）内并且所述排出壁（76）同心地位于所述至少一个内壁（26）内。

11.根据权利要求6所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述内壁（26）和所述排出壁（76）由位于所述外壁（30）内的插入物（70）形成，并且其中，所述插入物（70）包含端盖（72），所述端盖被密封到所述外壁（30）以封闭所述抑制器冷却系统（16）。

12.根据权利要求6所述的涡轮机翼片（10），其特征进一步在于：多个导流件（32），所述多个导流件从所述内壁（26）径向向外地延伸到所述至少一个外部冷却通道（24）中。

13.根据权利要求12所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述内壁（26）中的所述至少一个冲击冷却孔（28）位于两个导流件（32）之间，并且在端壁（88）中的通向冷却流体歧管（80）的排出孔（86）从由所述两个导流件（32）产生的迷你腔室（90）以每个方向一个的方式被周向地偏置，以便通过所述至少一个冲击冷却孔（28）排出的冲击冷却流体必须穿过所述导流件（32）中的一个以通过所述排出孔（86）离开所述至少一个外部冷却通道（24），由此减少横穿下游冲击冷却孔（28）的错流。