CN105829654B - 具有有沙漏状截面的冷却通道的部件和相应的涡轮机翼面部件 - Google Patents

Abstract

冷却通道(36，36B，63‑66)冷却部件(20，60)的外壁(41，43)的内表面(48，50)。通道的内部侧表面(52，54)会聚成腰部(W2)，形成沙漏状横向轮廓(46)。内表面(48，50)可具有与冷却流(22)对齐的翅片(44)。翅片可具有在内表面(48，50)的中间宽度处最高的横向轮廓(56A，56B)。紊流器(92)可设置于通道的侧表面(52，54)，且可将冷却剂流推向内表面(48，50)。每个紊流器(92)可具有限定冷却通道的腰部的峰部(97)。每个紊流器可具有凸形上游侧面(93)。这些元素增加通道的角部(C)中的冷却剂流以更均匀且高效地冷却外壁(41，43)。

Description

具有有沙漏状截面的冷却通道的部件和相应的涡轮机翼面 部件

本申请是2011年1月6日提交的美国专利申请12/985,553(代理所案号2010P12609US)的部分继续申请，该申请通过引用合并于此。

关于联邦资助开发的声明

用于该发明的开发部分地由美国能源部授予的编号为DE-FC26-05NT42644的合同支持。因此，美国政府可以具有该发明中的某些权利。

背景技术

燃气涡轮机的热气体流路径中的部件往往具有冷却通道。冷却效力对于使在这些部件上的热应力最小化很重要，并且冷却效率对于使从用于冷却的压缩机转移的空气的体积最小化很重要。膜冷却(film cooling)经由孔从内部冷却通道提供在部件的外表面上的冷却空气膜。膜冷却可能效率低下，因为需要高体积的冷却空气。因此，与其它技术组合地选择性地使用膜冷却。冲击冷却(impingement cooling)是穿孔的挡板与表面隔开以创建撞击表面的冷却空气的冲击射流的技术。已经在涡轮机部件(包括诸如叶片和翼片等的翼面)中设置了蛇形冷却通道。本发明增加冷却通道的效力和效率。

附图说明

结合附图在以下描述中说明本发明，附图示出：

图1是具有冷却通道的涡轮机叶片的侧截面图。

图2是在图1的线2-2上截取的翼面后缘的截面图，具有示出了本发明的多个方面的冷却通道。

图3是根据本发明的的方面的冷却通道的横向轮廓。

图4是一侧近壁的冷却通道的截面图。

图5是锥形部件中的冷却通道的截面图。

图6是具有沙漏状冷却通道的涡轮机翼面的横向截面图。

图7示出用于沙漏状冷却通道用的模具的陶瓷型芯的模制工艺。

图8示出具有由带峰部的紊流器限定的会聚侧表面的沙漏状冷却通道的横向截面图。

图9示出图8与近壁内表面上的翅片组合的实施例。

图10是沿着图8的线10-10截取的示出了具有凸形上游侧面的带峰部的紊流器的视图。

具体实施方式

图1是具有前缘21和后缘23的涡轮机叶片20的截面图。来自涡轮机压缩机的冷却空气22进入叶片根部26中的入口24，并且流过叶片中的通道28、29、30、31。冷却剂中的一些可以从冷却孔32离开。叶片的后缘部分TE可以具有紊流器销34和离开通道36。各箭头22指示出在箭头处的总体冷却剂流方向，意味着在该点处的主要或平均流方向。

图2是沿着图1的线2-2截取的涡轮机翼面后缘部分TE的截面图。后缘部分具有在翼面的吸入侧、压力侧壁41、43上的第一、第二外表面40、42。根据本发明的多个方面冷却通道36可以在外壁41、43的内表面48、50上具有翅片44。这些内表面48和50在现有技术中称作“近壁内表面”，意味着冷却通道的最靠近被冷却的外表面的内表面。通道之间的间隙G产生在冷却效率和均匀性上的差距。发明人认识到，冷却效力、效率和均匀性可以通过增加冷却通道的角部C中的冷却速率来提高，因为这些角部最靠近间隙G。实现该优选冷却的一个途径是提供沙漏状通道轮廓，其中通道的侧表面52、54形成比第一、第二内表面48和50中的每一个的宽度都窄的腰部。腰部起到增加在通道的中央的流阻力的作用，由此将冷却剂推向通道的角部。由于在通道的中央的冷却剂流不接触热传递表面而在角部中的流不起到去除热的作用，所以本发明对于增加冷却的效率是有效的。

图3是形状做成高效地冷却两个相对的外表面的冷却通道的横向截面轮廓46。通道可以是后缘通道36或诸如图1中的通道29和30等的任何其他冷却通道。它具有可以平行于图2的对应外表面40、42的两个相对的近壁内表面48、50。这里“平行”意味着相对于最靠近外表面的近壁内表面的部分，不考虑翅片44的。通道在近壁内表面48、50处具有宽度W1、W3。两个内部侧表面52、54从内表面48、50的侧面朝向彼此成锥形，限定了在侧表面中的最小通道宽度W2或腰部。内表面宽度W1、W3大于腰部宽度W2，所以通道轮廓46具有由侧表面52、54的凸型形成的沙漏状。该形状增加了朝向通道的角部C的冷却剂流25。总体冷却剂流方向在该视图中垂直于纸面。箭头25图示出轮廓46的相对于没有沙漏状和/或没有接下来描述的翅片的通道流增加方面。

翅片44可以设置在内表面48、50上。翅片可以与垂直于图3的纸面的总体流方向22(图1)上对齐。如果设置了翅片，则它们可以具有诸如56A或56B等的遵循凸形轮廓的高度，提供了在近壁内表面48和/或50的中间宽度处的最大翅片高度H。这些翅片44增加近壁内表面48、50的表面面积，并且还增加在角部C中的冷却剂流25。较高的中间翅片降低了在中央的冷却剂流，而较短的远端翅片促进在角部C中的冷却剂流25。凸形侧面52、54和凸形翅片高度轮廓56A、56B的组合提供了使冷却朝向通道角部C聚集的协作。

通道轮廓46的尺寸可以使用已知的工程方法来选择。图示出的比例仅提供作为示例。以下长度单元是无量纲的并且可以以测量的任何单元成比例地做出大小，因为比例是示例在该附图中的有关方面。在一个实施例中相对尺寸是B＝1.00，D＝0.05，H＝0.20，W1＝1.00，W2＝0.60。在该示例中侧面锥角A＝-30°。在这里，轮廓46中的侧面52、54的负锥角A意味着侧面朝向内表面48、50之间的中间位置朝向彼此会聚，形成了所示出的腰部W2。在一些实施例中，锥角A可以在从-1°至-30°的范围内。腰部宽度W2可以由锥角确定。可选地，在某些实施例中，它可以是近壁宽度W1、W2中的一个或两者的80％或更小，或者65％或更小。一个或多个比例和/或尺寸可以沿着冷却通道的长度变化。例如，尺寸B可以与翼面的厚度一起变化。两个内表面48和50的宽度W1、W3可以在一些实施例中彼此不同。在该情况中，腰部W2可以比宽度W1、W3中的每一个窄。

图4示出形状做成冷却单一个外表面40或42的冷却通道36B。它使用之前描述的冷却通道36的翅片和锥角的构思。近壁内表面宽度W1归因于锥形内部侧表面52、54而大于最小通道宽度W2。翅片44可以设置在近壁内表面48上，并且它们可以具有以近壁内表面的宽度W1为中心的凸形高度轮廓。这样的冷却通道36B可以例如用在翼面的后缘部分TE的相对较厚的部分中，而不是后缘部分TE的相对较薄的部分中(该处可以可能使用图3中那样的冷却轮廓46)。该实施例的横向截面轮廓可以是梯形的，其中近壁内表面48限定其最长边。

图5示出外表面40和42可以在通道36的横向截面中不平行。近壁内表面40、50可以平行于外表面40、42。

图6示出具有沙漏状顺翼展方向(span-wise)的冷却通道63、64、65和66的涡轮机翼面60的横向截面。在这里“状顺翼展方向”意味着通道在翼面的径向内端和径向外端之间的方向上定向。“径向”是相对于涡轮机转动轴线。例如，在图1中通道28、29、30和31是展向通道。这些通道可以任选地具有与之前关于图3所描述的一样的翅片44。

图7示出形成用于翼面模具的陶瓷型芯74、75的工艺。型芯可以在翼面60铸造之后被用化学地去除。柔性模具84A、84B、85A、85B或具有柔性衬垫的模具可以用于形成坯体陶瓷的型芯74、75，其硬度足够用于模具弹性经过干涉点91的拉出89。例如在受让给弗吉尼亚州夏洛茨维尔的维科系统公司(Mikro Systems Inc.)的美国专利7,141,812和7,410,606和7,411,204中教导了这样的技术。与要求传统上的刚性模具的去除的正锥角相比，甚至诸如-1°至-3°等的小负锥角对于冷却效率也是显著且有用的。

图8示出具有由紊流器92限定的会聚侧表面52、54的沙漏状冷却通道65的横向截面图。每个紊流器在其中间部分具有限定了冷却通道的腰部的峰部97。紊流器上的侧表面52、54可以具有之前描述的锥形范围，或者尤其在-2°至-5°(示出-5°)的范围内。紊流器92可以用平坦的(示出的)或具有正锥形(未示出)的表面95、96交替。

图9示出图8与之前描述的在近壁内表面48、50上的成形翅片44组合的实施例。

图10是沿着图8的线10-10截取的示出了具有凸形上游侧面和直的下游侧面94的带峰部的紊流器92的视图。凸形上游侧面93将流22推向角部C。直的下游侧面94便于将图7的模具84A、84B、85A、85B垂直于型芯74、75直接拉出。可选地，紊流器的下游侧面94可以是诸如平行于上游侧面93的凸形(未示出)。

图8至图10的实施例可以使用图7的成本有效的工艺来制造。紊流器92使冷却剂流朝向近壁内表面48和50集中并进入角部C内。图9中示出的组合特征尤其有效且高效，因为紊流器92在使流22朝向内表面48和50集中的同时使其在中央减慢，其中肋44传递来自外表面40、42的热，并且增加朝向角部C的流22。

当前的沙漏状通道在诸如翼片、叶片、罩等的任何近壁冷却应用中是有用的，并且可能在燃气涡轮机的燃烧器和转接管道中是有用的。它们增加冷却的均匀性，尤其是在具有平行流或交替的蛇形流的平行系列的通道中。当前的通道可以通过已知的制造技术形成—例如，通过在正陶瓷型芯上浇铸出翼面、浇铸之后用化学方式将正陶瓷型芯去除来形成。

本发明的益处在于，对于给定的冷却剂流体积，通道的近壁远端角部C比现有的冷却通道去除了更多的热。这通过克服冷却剂在角部中更慢地流动的趋势提高了冷却的效率、效力和均匀性。增加角部冷却有助于补偿通道之间的冷却间隙G。本发明还通过翅片44的使用提供了来自待冷却的主表面40、42的增加的热传递。

虽然在这里已经示出并描述了本发明的各种实施例，但是显然这样的实施例是仅借助于示例提供的。可以在不脱离这里的发明的范围的情况下做出数个变化、改变和替换。于是，意在发明仅由随附权利要求的精神和范围限制。

Claims (15)

1.一种包括内部冷却通道的部件，所述冷却通道进一步包括：

所述部件的第一外壁的第一内表面和所述部件的第二外壁的第二内表面；和

跨越在所述内表面之间的第一侧表面和第二侧表面，

其中所述通道的横向截面具有沙漏状轮廓，在所述沙漏状轮廓中所述侧表面朝向彼此成锥形缩小成比所述第一内表面和所述第二内表面中的每一个内表面的宽度都更窄的腰部；和

其中所述通道中的冷却剂流的总体方向垂直于所述沙漏状轮廓；

其中所述部件进一步包括在所述侧表面中的每一个侧表面上的多个紊流器，其将所述冷却剂推向所述内表面，其中在每个紊流器的中间部分的峰部限定所述冷却通道的所述腰部。

2.根据权利要求1所述的部件，其中所述第一内表面和所述第二内表面分别平行于对应外壁的外表面的第一部分和对应外壁的外表面的第二部分。

3.根据权利要求1所述的部件，其中所述第一外壁和所述第二外壁分别是涡轮机翼面的压力侧和吸入侧。

4.根据权利要求1所述的部件，其中所述腰部包括所述内表面中的至少一个的宽度的80％或更小的宽度。

5.根据权利要求1所述的部件，其中所述侧表面中的每一个侧表面在所述轮廓中朝向所述腰部相对于两个侧表面的相应端部之间的直线具有至少-1度的锥角。

6.根据权利要求1所述的部件，进一步包括多个平行翅片，其具有跨越所述内表面中的至少一个内表面的宽度成凸形的横向高度轮廓，其中所述翅片利用所述冷却剂流方向定向。

7.根据权利要求1所述的部件，其中每个紊流器包括凸形上游侧面。

8.根据权利要求1所述的部件，其中每个紊流器包括凸形上游侧面和直的下游侧面。

9.根据权利要求1所述的部件，进一步包括：

在所述内表面中的每一个内表面上的利用所述冷却剂流方向定向的多个平行翅片，其中将所述翅片的相邻峰部横向地连接的高度轮廓跨越所述内表面中的每一个内表面的宽度是凸形；和

在所述侧表面中的每一个侧表面上的多个紊流器，每个紊流器包括凸形上游侧面和在所述紊流器的中间部分的限定所述冷却通道的所述腰部的峰部。

10.一种涡轮机翼面部件，包括在后缘部分中的冷却剂离开通道，所述冷却剂离开通道进一步包括：

分别平行于所述后缘部分的第一外表面和第二外表面的第一近壁内表面和第二近壁内表面；

在所述近壁内表面之间的两个内部侧表面，所述两个内部侧表面在所述第一近壁内表面和所述第二近壁内表面之间的中间位置处会聚成腰部，形成了所述通道的沙漏状横向轮廓；和

在所述近壁内表面中的每一个近壁内表面上的多个翅片，其中所述翅片与所述冷却剂离开通道的总体流方向对齐，并且所述多个翅片具有跨越每个近壁内表面的宽度的凸形高度轮廓；

其中所述涡轮机翼面部件进一步包括在所述侧表面中的每一个侧表面上的将所述冷却剂流推向所述近壁内表面的多个紊流器，其中在每个紊流器的中间部分的峰部限定所述冷却剂离开通道的所述腰部。

11.根据权利要求10所述的部件，其中每个紊流器包括凸形上游侧面。

12.根据权利要求10所述的部件，其中每个紊流器包括凸形上游侧面和直的下游侧面。

13.一种包括冷却通道的部件，所述冷却通道进一步包括：

平行于所述部件的第一外表面的第一内表面和在所述第一内表面处较宽并且远离所述第一内表面较窄的锥形的横向截面轮廓；和

具有跨越所述内表面的宽度成凸形的横向高度轮廓的多个平行翅片，其中所述翅片利用所述通道中的冷却剂流的方向定向；

其中所述冷却通道在将其内的冷却剂流推向所述冷却通道的角部方面是有效的；

其中所述部件进一步包括：

平行于所述部件的第二外表面的第二内表面；

跨越在所述第一内表面和所述第二内表面之间的第一内部侧表面和第二内部侧表面；和

在所述通道的所述内部侧表面中的每一个内部侧表面上的将所述冷却剂流推向所述内表面的多个紊流器，其中在每个紊流器的中间部分的峰部限定所述冷却通道的比所述第一内表面和所述第二内表面中的任一个的宽度更窄的腰部。

14.根据权利要求13所述的部件，其中每个紊流器包括凸形上游侧面。

15.根据权利要求13所述的部件，其中每个紊流器包括凸形上游侧面和直的下游侧面。