CN106246353B - 用于热气体路径部件的冷却系统及对应的燃气涡轮发动机 - Google Patents

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Abstract

本发明提供一种用于热气体路径部件的冷却系统及对应的燃气涡轮发动机。该冷却系统包括衬底，该衬底具有外表面和内表面。内表面限定了至少一个内部空间。通道形成于衬底的外表面和内表面之间。进入通道形成于衬底中并且从外表面延伸到内部空间。进入通道相对于通道形成第一锐角并且包括颗粒捕集室。进入通道被配置成将冷却流体引导至通道。此外，通道被配置成引导冷却流体通过其中以冷却衬底。

Description

用于热气体路径部件的冷却系统及对应的燃气涡轮发动机
联邦调查声明
本发明的主题是根据由能源部(DOE)授予的合同No.DE-FC26-05NT42643在政府支持下进行的，并且政府在本发明要求保护的主题中具有某些权利。
技术领域
本发明的领域总体涉及涡轮发动机，并且更具体地涉及用于涡轮发动机中的热气体路径部件的冷却系统以及对应的燃气涡轮发动机。
背景技术
燃气涡轮机系统广泛地用于诸如发电之类的领域中。传统的燃气涡轮机系统包括压缩机、燃烧器、和涡轮。在燃气涡轮机系统操作期间，系统中的各个部件经受高温流，从而可能造成部件失效。由于温度较高的流通常使得燃气涡轮机系统的性能、效率、和功率输出提高并且因此在燃气涡轮机系统中是期望的，所以必须对经受高温流的部件进行冷却，以允许燃气涡轮机系统利用处于较高温度的流进行操作。
用于冷却经受高温流的部件的各种策略在本领域内是已知的。这些部件通常被称为热气体路径部件(hot gas path component)。例如，一系列内部冷却通道可以形成在热气体路径部件中。可以从增压室(plenum)向该等通道提供冷却流体，并且冷却流体可以流过该等通道，从而对热气体路径部件衬底和涂层进行冷却。然而，冷却流体可能受到各种类型颗粒的污染，这可能造成内部冷却通道、或者形成在由冷却流体冷却的热气体路径部件中的蛇形管阻塞。该等阻塞可能缩短这些部件的寿命。
发明内容
在一个方面中，提供一种用于热气体路径部件的冷却系统。该冷却系统包括衬底(substrate)，该衬底包括外表面(outer surface)和内表面(inner surface)。内表面限定了至少一个内部空间(interior space)。该冷却系统包括通道(passage)，该通道在衬底的外表面和内表面之间延伸或形成在衬底的外表面中。此外，该冷却系统包括进入通道(access passage)，该进入通道形成于衬底中并且从外表面延伸到该至少一个内部空间。进入通道相对于通道形成第一锐角。此外，进入通道包括颗粒捕集室(particlecollection chamber)。进入通道被配置成将冷却流体引导至通道。此外，通道被配置成引导冷却流体通过其中以冷却衬底。
在较佳实施例中，所述冷却系统还包括在所述通道和所述进入通道之间延伸的计量通道(metering passage)。
在更佳实施例中，所述计量通道相对于所述进入通道形成第二锐角，并且其中所述第一锐角大于所述第二锐角。
在更佳实施例中，所述计量通道在所述衬底的所述外表面下方的一定相交距离(intersection distance)处与所述进入通道相交。
在进一步的更佳实施例中，所述颗粒捕集室被限定在所述衬底的所述外表面和所述计量通道的相交距离之间。
在更佳实施例中，所述计量通道包括第一直径，并且所述进入通道包括大于所述第一直径的第二直径。
在进一步的更佳实施例中，所述第二直径与所述第一直径的比处于1.14至2.4之间。
在进一步的更佳实施例中，所述计量通道包括第一圆形横截面，所述第一圆形横截面具有处于大约0.025英寸(0.6mm)到大约0.035英寸(0.9mm)之间的直径。
在进一步的更佳实施例中，所述进入通道包括圆形横截面，所述圆形横截面具有处于大约0.040英寸(1.0mm)到大约0.060英寸(1.5mm)之间的直径。
在较佳实施例中，所述冷却系统还包括离开通道(exit passage)，所述离开通道与所述颗粒捕集室流体连通地联接。
在另一个方面中，提供一种燃气涡轮发动机。该燃气涡轮发动机包括压缩机、联接到压缩机的涡轮、和被布置在压缩机和涡轮中的至少一个中的热气体路径部件。该热气体路径部件包括衬底，该衬底包括外表面和内表面。内表面限定了至少一个内部空间。该热气体路径部件还包括通道，该通道在衬底的外表面和内表面之间延伸或形成在衬底的外表面中。此外，该热气体路径部件包括进入通道，该进入通道形成在衬底中并且从外表面延伸到至少一个内部空间。进入通道相对于通道形成第一锐角。进入通道包括颗粒捕集室。进入通道被配置成将冷却流体引导至通道。通道被配置成引导冷却流体通过其中以冷却衬底。
在较佳实施例中，所述燃气涡轮发动机还包括壳体(casing)，所述壳体包括冷却流体供给管道(cooling fluid supply conduit)。
在更佳实施例中，所述冷却流体供给管道流体连通地联接到所述至少一个内部空间。
在较佳实施例中，所述热气体路径部件还包括沿所述衬底的所述外表面的至少一部分布置的涂层(coating)。
在更佳实施例中，所述燃气涡轮发动机还包括离开通道，所述离开通道形成为穿过所述涂层并且与所述颗粒捕集室流体连通地联接。
在较佳实施例中，所述燃气涡轮发动机还包括在所述通道和所述进入通道之间延伸的计量通道。
在更佳实施例中，所述计量通道相对于所述进入通道形成第二锐角，并且其中所述第一锐角大于所述第二锐角。
在更佳实施例中，所述计量通道在所述衬底的所述外表面下方的一定相交距离处与所述进入通道相交。
在进一步的更佳实施例中，所述颗粒捕集室被限定在所述衬底的所述外表面和所述计量通道的相交距离之间。
在更佳实施例中，所述计量通道包括第一直径，并且所述进入通道包括大于所述第一直径的第二直径。
附图说明
当参照附图来阅读以下详细描述时，本发明的这些和其它的特征、方面、以及优点将变得更好理解，在附图中，相似的附图标记在全部附图中表示相似的部件，其中：
图1是示例性燃气涡轮发动机的示意图；
图2是图1中所示的燃气涡轮发动机的涡轮的一部分的示意图；
图3是图1中所示的燃气涡轮发动机的部分等距剖视图(partial isometricsectional view)，其中示出了转子轮组件，该转子轮组件包括两个联接到转子轮的热气体路径部件；
图4是图3中所示的热气体路径部件的示意性横截面，该热气体路径部件用于图1的燃气涡轮发动机中并且包括形成于其中的冷却系统；
图5是图4中所示的热气体路径部件的一部分的示意性透视图，其中示出了三个微通道，该些微通道部分地沿衬底的外表面延伸，以将冷却流体引导至相应的膜冷却孔；和
图6是图5中所示的微通道中的一个微通道的示意性横截面，其中示出了从增压室进入通道向膜冷却孔引导加压空气的微通道。
除非另有说明，否则本发明中所提供的附图意在说明本发明实施例的特征。这些特征据信能够应用于种类广泛的系统，其中包括本发明的一个或多个实施例。这样一来，附图并不旨在包括实施本发明中所公开的实施例所需的本领域普通技术人员已知的所有传统特征。
具体实施方式
在以下说明书和权利要求书中，将参照多个术语，该些术语将被定义为具有以下含义。除非上下文另有明确指示，单数形式“一个”和“该”包括复数形式。当在整个说明书和权利要求书中使用时，可以应用近似语言以对能够获准改变的任何定量表示进行修饰，而不造成其所涉及的基本功能的改变。因此，由术语或多个术语修饰的值、例如“大约”和“基本”不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以与用于测量该值的仪器的精度相对应。此处并且在整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合并且/或者互换；除非上下文或明文另有说明，该些范围被识别并且包括其中所包含的所有子范围。
当本发明中在整个说明书和权利要求书中使用时，可以应用近似语言以对能够获准改变的任何定量表示进行修饰，而不造成其所涉及的基本功能的改变。因此，术语或多个术语修改的值、例如“大约”、“大致”和“基本”不限于所指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以与用于测量该值的仪器的精度相对应。此处并且在整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合并且/或者互换；除非上下文或明文另有说明，该等范围被识别并且包括其中所包含的所有子范围。
图1是旋转机械、即涡轮机、并且更具体地涡轮发动机的示意图。在示例性实施例中，涡轮发动机是燃气涡轮发动机10。备选地，旋转机械是任何其它的涡轮发动机和/或旋转机械，其中包括但不限于蒸汽涡轮发动机、离心压缩机、和涡轮增压机。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机10包括压缩机12、燃烧器14、涡轮16、和燃料喷嘴(或燃料喷嘴组件)20中的每一个的至少一个。燃料喷嘴20被配置成喷射并且使燃料(未示出)在燃烧器14中与加压空气24混合。燃烧器14点燃并且燃烧燃料-空气混合物(未示出)并且随后将热气体流22通入涡轮16中。涡轮16包括具有固定叶片(fixed vanes)或轮叶(blades)的一个或多个定子(图1中未示出)、和具有相对于定子旋转的轮叶(blades)或斗叶(buckets)的一个或多个转子(图1中未示出)。热气体流22通过涡轮转子轮叶之上，由此驱动涡轮转子旋转。涡轮16联接到单个可旋转轴18，使得当热气体流22通过涡轮轮叶之上时，涡轮使轴旋转。在备选实施例中，可旋转轴18是联接在一起以形成可旋转轴18的多个轴段。在示例性实施例中，可旋转轴18联接到压缩机12。压缩机12包括刚性地安装于转子(未示出)的轮叶(未示出)，该转子被可旋转轴18驱动旋转。当空气通过旋转轮叶之上时，空气压力增加，由此向燃烧器14提供足够的加压空气24以用于适当(proper)燃烧。
图2是图1中所示的燃气涡轮发动机10的涡轮16的一部分的示意图。在示例性实施例中，涡轮16包括诸如涡轮轮叶(turbine blade)26和定子叶片(stator vane)28之类的热气体路径部件。与定子叶片28一起使用的翼型件(airfoil)30包括直接暴露于热气体流22的前缘32。定子叶片28可以由从压缩机12的一级或多级被引导通过燃气涡轮发动机10的壳体34的空气来冷却。与热气体路径部件26一起使用的翼型件36包括直接暴露于热气体流(hot gas flow)22的前缘38、和轴向相对的后缘40。热气体路径部件26还可以由从压缩机12的一级或多级被引导通过燃气涡轮发动机10的壳体34的加压空气24来冷却。
在示例性实施例中，加压空气24被描述成用于对暴露于热气体流22的部件(例如，定子叶片28和热气体路径部件26)进行冷却的冷却流体。在备选实施例中，除了加压空气24之外的流体可以用于对暴露于热气体流22的部件进行冷却。还应当领会，当在本发明中使用时，术语“流体”包括流动的任何介质或材料，其中包括但不限于气体、蒸汽、和空气。在示例性实施例中，被限定在热气体路径部件26中的至少一个冷却系统42与冷却流体供给管道44流动连通地联接。在示例性实施例中，冷却流体供给管道44连接到压缩机12。
在操作中，燃气涡轮发动机10将空气吸入压缩机12中。以高转速旋转的压缩机12对空气进行压缩或加压并且将一部分加压空气24引导至燃烧器14并且将一部分加压空气24引导至燃气涡轮发动机10的其它区域以用于对暴露于燃气涡轮发动机10所产生的热的部件进行冷却。加压空气24在燃烧器14中与燃料混合并且点燃以产生热气体流22。热气体流22从燃烧器14被引向涡轮16，在涡轮处，热气体流22通过(passes over)定子叶片28并且冲击连接到转子轮46的热气体路径部件26。对热气体路径部件26造成冲击的热气体流22使转子轮46旋转。热气体流22还向定子叶片28和热气体路径部件26传热。一部分加压空气24被引导通过形成在至少热气体路径部件26中的冷却系统42，以有利于部件的冷却。
图3是燃气涡轮发动机10的部分等距剖视图，其中示出了示例性转子轮组件48并且包括两个联接到转子轮46的热气体路径部件26。在示例性实施例中，热气体路径部件26联接在涡轮16内。燃气涡轮发动机10包括多个热气体路径部件26。尽管本发明中描述了涡轮轮叶，热气体路径部件可以是至少部分地暴露于通过燃气涡轮发动机10的热气体流22的燃气涡轮发动机10的任何部件，其中例如在一个例子中，热气体流22操作温度高于2500华氏度(°F)(～1371摄氏度(℃))。例如，热气体路径部件26包括但不限于斗叶组件(也称为轮叶或轮叶组件)、喷嘴组件(也称为叶片或叶片组件)、护罩组件、过渡件、保持环、和压缩机排气部件。热气体路径部件26不限于上文所描述的例子，而可以是至少部分地暴露于热气体流22的任何部件。此外，热气体路径部件26不限于燃气涡轮发动机10的部件，而可以是暴露于高温流的任何类型的部件。
在示例性实施例中，翼型件36是至少部分中空的并且在平台52处整体联接到燕尾榫50。平台52限定了燃气涡轮发动机10内的热气体流22的径向内部边界的一部分。翼型件36大体包括在前缘38与后缘40之间延伸的凹形压力侧54、和相对的凸形吸力侧56。燕尾榫50包括上部对和下部对的侧向或周向相对的燕尾榫柄脚(dovetail tangs)58，该些燕尾榫柄脚被配置成典型的杉树布置。燕尾榫柄脚58将热气体路径部件26支承在形成于转子轮46外周中的燕尾槽60中。当相应的热气体路径部件26的燕尾榫50被插入到相应的燕尾槽60中时，热气体路径部件26能够牢固地联接到转子轮46。当组装时，热气体路径部件26形成关于转子轮46的外周周向地延伸的轮叶的阵列。在示例性实施例中，每个燕尾槽60都被限定在每对周向地间隔开的转子轮柱62之间。燕尾槽60包括槽柄脚(slot tangs)64，该槽柄脚64与涡轮轮叶柄脚58互补地配合，以提供压力接触表面，热气体路径部件26的至少离心负载通过该压力接触表面引入转子轮46中。
在示例性实施例中，燕尾榫50包括整体根部(integral root portion)66，该整体根部在下部燕尾榫柄脚58之间周向地延伸。根部66是下部燕尾榫柄脚58的整体延伸部，并且相对于柄脚58径向向内且位于该些柄脚下方。可以例如通过铸造能够承受涡轮16内所产生的温度和应力的合适的超合金来整体制造热气体路径部件26。在示例性实施例中，根部66包括凹口(notch)68，该凹口68被限定成与燕尾榫50的向前端壁70相邻。备选地，根部66可以从向前端壁70延伸到相对的向后端壁72、可以包括在向前端壁70处径向向内延伸的唇缘(未示出)、或者可以形成为使得燃气涡轮发动机10能够如本发明中所描述地操作的任何形状。在示例性实施例中，根部66有利于增强燕尾榫50的结构完整性和强度。
在示例性实施例中，翼型件36是至少部分中空的并且包括内部冷却系统42。燕尾榫50包括多个轴向对准的入口开孔74，该些入口开孔74纵向地延伸穿过燕尾榫50并且与形成于翼型件36中的冷却系统42流动连通地联接。从压缩机12流出的加压空气24被引导通过燕尾槽60并且被引入入口开孔74中，以提供通过燕尾榫50并且进入翼型件36中的空气24。
图4是用于燃气涡轮发动机10(示于图1中)中并且包括形成于其中的冷却系统42的热气体路径部件26(示于图3中)的示意性横截面。当热气体路径部件26暴露于热气体流22时，热气体路径部件26被热气体流22加热并且能够达到热气体路径部件26可能在其下快速劣化的温度。用于热气体路径部件26的冷却系统42使得燃气涡轮发动机10能够利用处于较高(increased)温度的热气体流22起作用或进行运作，从而提高燃气涡轮发动机10的效率和性能。
在示例性实施例中，冷却系统42包括形成于衬底78中的一系列小通道、或微通道76。当在本发明中使用时，“小”或“微”通道尺寸处于大致0.010英寸(in.)(0.25毫米(mm))到大致0.100in.(2.54mm)之间的范围内。衬底78包括外表面80和内表面82。微通道(Micro-channels)76形成在衬底78的外表面80中。热气体路径部件26包括涂层84，该涂层84可以包括一个或多个材料层。在示例性实施例中，涂层84是热障涂层(Thermal Barrier Coating；简称TBC)。在备选实施例中，热气体路径部件26能够由高温陶瓷基复合材料(CeramicMatrix Composite；简称CMC)形成并且包括环境屏障涂层(Environmental BarrierCoating；简称EBC)系统，该环境屏障涂层系统包括一层或多层。
在示例性实施例中，热气体路径部件26还包括覆盖微通道76的至少一部分的一个或多个罩或钎焊板(braze sheets)86。备选地，热气体路径部件26不具有钎焊板86，并且微通道76形成在热气体路径部件26内或热气体路径部件26的表面中，以使得涂层84能够覆盖微通道76而不阻塞通过微通道的流。在示例性实施例中，从至少一个增压室88向微通道76提供加压空气24(图4中未示出)，并且加压空气24流过微通道76以冷却涂层84。在示例性实施例中，冷却系统42利用背侧对流冷却(backside convection cooling)来向微通道76供给加压空气24，使得加压空气24能够流过微通道76，以通过更高的传热率(increased heattransfer rate)并且通过相对均匀的温度分布对涂层84进行冷却。
通常在于衬底78的外表面80中形成微通道76之前铸造衬底78。备选地，微通道76能够在制造期间被铸造在衬底78中。衬底78根据热气体路径部件26的预期应用由任何合适的材料形成，例如但不限于镍(Ni)基、钴(Co)基、和铁基超合金等。已知一些镍基超合金是有利的，原因是组合了包括高温强度和高温抗蠕变性在内的期望性能。用于形成衬底78的材料还可以包括NiAl金属间化合物合金，原因是已知这些合金也具有良好性能的组合，其中包括对于在用于飞行器的涡轮发动机应用中使用而言有利的高温强度和高温抗蠕变性(high temperature creep resistance)。在备选实施例中，衬底78由使得衬底78能够如本发明中所描述地起作用的任何材料形成。
在示例性实施例中，钎焊板86与外表面80的轮廓相符并且覆盖微通道76，由此形成冷却通道90。涂层84沿衬底78的外表面80和钎焊板86的至少一部分延伸，从而在热气体路径部件26上形成保护材料层。在一个实施例中，涂层84包括一个或多个材料层，例如粘结涂层(bondcoat)和TBC。例如，涂层84可以是钇稳定化氧化锆并且可以通过如本发明中所描述的物理气相沉积工艺或热喷涂工艺施布于热气体路径部件26。备选地，涂层84可以是陶瓷，例如但不限于由诸如通过IV、V和VI系元素形成的氧化物之类的其它耐高温氧化物改型的薄层氧化锆或者由诸如La、Nd、Gd、Yb等之类的镧系元素改型的氧化物。对于特定构型而言，涂层84具有处于0.1到2.0毫米的范围内的厚度，并且更具体地涂层84具有处于0.1到1毫米的范围内的厚度，并且再更具体地涂层84具有处于0.1到0.5毫米(对于工业燃气涡轮机部件而言)的范围内的厚度。然而，可以根据特定的热气体路径部件26的所需利用其它厚度。
使用多种技术将涂层84沉积到热气体路径部件26上。在一个实施例中，通过进行离子等离子体沉积(ion plasma deposition)将涂层84布置于衬底78的外表面80的至少一部分之上。简而言之，离子等离子体沉积包括将由涂层材料形成的阴极放置在真空室内的真空环境中，从而在真空环境内提供衬底78、向阴极供给电流以在阴极表面上形成阴极电弧从而造成涂层材料腐蚀或者从阴极表面蒸发、并且将来自阴极的涂层材料沉积到衬底外表面80上。在一个实施例中，离子等离子体沉积工艺包括等离子体气相沉积工艺。涂层84的非限制性的例子包括结构涂层、粘结涂层、抗氧化涂层、和热障涂层。在备选实施例中，通过进行热喷涂工艺将涂层84布置于衬底78的外表面80的至少一部分之上。例如但不构成限制地，热喷涂工艺包括燃烧喷涂和/或等离子体喷涂。燃烧喷涂工艺包括高速氧燃料喷涂(HVOF)或高速空气燃料喷涂(HVAF)。等离子体喷涂工艺包括大气(例如空气或惰性气体)等离子体喷涂或者低压等离子体喷涂(LPPS)(也被称为真空等离子体喷涂(VPS))。备选地，用于沉积一层或多层涂层84的技术包括但不限于溅射、电子束物理气相沉积、化学镀、电镀、以及使得涂层84能够如本发明中所描述地起作用的任何其它的工艺。
图5是图4中所示的热气体路径部件26的一部分的示意性透视图，其中示出了三个微通道76，该些微通道部分地沿衬底78的外表面80延伸并且将冷却流体引导至相应的膜冷却孔92。图6是图5中所示的微通道76中的一个的示意性横截面，其中示出了从增压室进入通道(或进入通道)94向一个或多个膜冷却孔(film cooling holes)92引导加压空气24的微通道76。在示例性实施例中，微通道76从相应的增压室进入通道94向相应的离开膜冷却孔92或排气通道引导加压空气24。然而，备选的实施例不包括膜冷却孔92。在一个特定实施例中，如参照图5中的一个微通道76示出的，超过一个的膜冷却孔92沿微通道76的长度间隔开，从而形成沟出口(trench exit)微通道。在不具有冷却孔92的实施例中，微通道76沿衬底78的外表面80延伸并且离开热气体路径部件26边缘，例如后缘或斗叶尖端、或端壁边缘104(示于图3中)。此外，应当注意到，尽管膜冷却孔92在图5中示为圆形，其仅仅是非限制性的例子。膜冷却孔92可以是使得膜冷却孔92能够如本发明中所描述地起作用的任何形状的孔。
在示例性实施例中，微通道76形成于衬底78的外表面80中。增压室进入通道94穿过衬底78从外表面80延伸到内表面82并且相对于微通道76形成锐角。例如，在示例性实施例中，微通道76被示为与边缘外表面80基本平行的水平并且基本线性的通道。增压室进入通道94相对于微通道76形成角度β，使得角度β小于90°。增压室进入通道94不与微通道76相交，而是通过计量通道96流体连通地连接到微通道76。此外，增压室进入通道94相对于计量通道96形成锐角。例如，在示例性实施例中，计量通道96被示为在增压室进入通道94和微通道76之间延伸并且将增压室进入通道流体联接到微通道的基本线性的通道。增压室进入通道94相对于计量通道96形成角度α，使得角度α小于90°。
在示例性实施例中，可以使用多种技术来形成微通道76、增压室进入通道94、和计量通道96。例如但不构成限制地，用于形成这些特征的技术包括激光加工、水射流加工、电化学加工(ECM)、电火花加工(EDM)、光刻、或者能够提供具有正确尺寸和公差的通道的任何其它的工艺。在一个特定实施例中，使用水射流加工并且该些技术利用悬浮在高压水蒸汽中的高速研磨颗粒(例如，研磨“沙粒”)流。水压变化明显，但是通常处于大约35-620MPa的范围内。能够使用多种研磨材料，例如石榴石、氧化铝、碳化硅、和玻璃微珠。研磨液体射流加工技术的能力有利于分阶段将材料去除至不同的深度，同时控制通道形状。例如但不构成限制地，该工艺使得增压室进入通道94和供给微通道76的计量通道96能够被钻出横截面恒定的直孔、成形孔(椭圆等)、或者会聚或发散孔。此外，研磨液体射流系统能够包括多轴计算机数控(CNC)单元。CNC单元使得切割刀具能够沿多个轴(其中包括X轴、Y轴和Z轴、以及旋转轴)移动。
在示例性实施例中，微通道76从增压室进入通道94向离开膜冷却孔92引导加压空气24。典型地，微通道76的长度处于膜冷却孔92直径的10到1000倍的范围内，并且更具体地，处于膜冷却孔92直径的20到100倍的范围内。微通道76能够用于热气体路径部件26的外表面80上的任何位置处。此外，微通道76能够具有任何构型，例如直线、弯曲、或者具有多个弯曲。
微通道76具有深度A和处于大约0.010英寸(in.)(0.25毫米(mm))到大约0.100in.(2.54mm)之间的范围内的宽度(未示出)。备选地，微通道76能够具有使得微通道76能够如本发明中所描述地起作用的任何深度和宽度。在示例性实施例中，微通道76成半圆形并且深度A代表半径尺寸。在备选实施例中，微通道76可具有使得微通道76能够如本发明中所描述地起作用的任何剖面形状，例如但不限于方形、矩形、三角形、和半椭圆形形状。能够构想，多个微通道76的横截面具有特定的几何形状，而其它的微通道76的横截面具有另一种几何形状。
在示例性实施例中，微通道76能够是大体直线的，或者能够是大体弯曲、正弦、或蛇形的。微通道76能够定向成使得加压空气24相对于热气体流22沿任何方向流过微通道76。例如但不构成限制地，加压空气24能够相对于热气体流22沿大体下游方向、或者相对于热气体流22沿大体上游方向、或者相对于热气体流22沿任何其它方向流过微通道76或其任何部分。在一些实施例中，微通道76可以是单个、分立的微通道。在其它实施例中，微通道76或者微通道76的任何部分可以从微通道76分叉以形成多个微通道分支。能够构想，在一些实施例中，微通道76包绕热气体路径部件26的整个外周、或者仅包绕热气体路径部件26的外周的一部分。然而，应当理解，微通道76中的每一个通常都不与任何其它的微通道76相交。
在示例性实施例中，计量通道96在与膜冷却孔92相对的微通道76的端部和增压室进入通道94之间流体连通地延伸。如图6中所示，计量通道96在衬底78的外表面80下方距离D处与增压室进入通道94相交。这有利于限定颗粒捕集室98。在示例性实施例中，捕集室98被示为位于钎焊板86与计量通道96的相交部之间。备选地，捕集室98形成于涂层84或外表面80与计量通道96的相交部之间。在一个实施例中，捕集室98包括离开通道106，以允许从捕集室98去除累积的颗粒100。总体而言，离开通道106的横截面积小于微通道76；然而，离开通道106具有使得冷却系统42能够如本发明中所描述地起作用的任何尺寸。在示例性实施例中，计量通道96具有处于大约0.025英寸(in.)(0.6毫米(mm))到大约0.035in.(0.9mm)之间的范围内的横截面宽度B。在示例性实施例中，计量通道96成圆形并且宽度B代表直径尺寸。在备选实施例中，计量通道96可具有使得计量通道96能够如本发明中所描述地起作用的任何横截面形状，例如但不限于方形、矩形、三角形、和半椭圆形形状。能够构想，多个计量通道96的横截面具有特定的几何形状，而其它的计量通道96的横截面具有另一种几何形状。
在示例性实施例中，增压室进入通道94具有横截面宽度C，该横截面宽度C大于计量通道96的横截面宽度B。具体而言，宽度C处于大约0.040英寸(in.)(1.0毫米(mm))到大约0.060in.(1.5mm)之间的范围内。在示例性实施例中，增压室进入通道94成圆形并且宽度C代表直径尺寸。因此，在示例性实施例中，增压室进入通道94直径与计量孔通道96直径的比处于大约1.14到大约2.4之间。在备选实施例中，增压室进入通道94可具有使得增压室进入通道94能够如本发明中所描述地起作用的任何横截面形状，例如但不限于方形、矩形、三角形、和半椭圆形形状。能够构想，多个增压室进入通道94的横截面具有特定的几何形状，而其它的增压室进入通道94的横截面具有另一种几何形状。
如上所述，增压室进入通道94包括颗粒捕集室98。在示例性实施例中，颗粒捕集室98的功能是降低微通道76和膜冷却孔92阻塞的可能性。与加压空气24混合的颗粒100造成了膜冷却孔92和微通道76阻塞的风险。该等阻塞减少了通过微通道76的流或者完全阻塞微通道76，从而降低冷却能力并且使得热气体路径部件26的温度升高至超过其设计上限。颗粒捕集室98通过修改流路径的几何形状来提供减少通过冷却系统42中的计量通道96的颗粒100的量的手段。在一个实施例中，捕集室98包括离开通道106，以使得颗粒100能够被排放到热气体流22中。
在操作中，加压空气24以大体高于增压室进入通道94、计量通道96、和微通道76中的压力的压力流过冷却系统42、并且具体而言流过增压室88。压差造成一部分容纳在冷却系统42内的加压空气24流入增压室进入通道94中并且流过该增压室进入通道94，并且从增压室进入通道94流入计量通道96和微通道76中且流过该计量通道96和微通道76。由于增压室进入通道94相对于计量通道96和微通道76形成锐角，加压空气24和任何颗粒100都将流入颗粒捕集室98中。颗粒100的惯性承载颗粒进入颗粒捕集室98中，在该些颗粒捕集室处，当加压空气24急转弯进入计量通道96中时，颗粒被捕集并且无法进入横截面积较小的计量通道96。此外，在一个实施例中，颗粒捕集室98包括离开通道106，使得捕集到的颗粒100被排放到热气体流22中。
在示例性实施例中，增压室进入通道94被配置成向衬底78和涂层84提供对流冷却。例如但不构成限制地，增压室进入通道94大体定向成使得加压空气24能够冲击钎焊板86、衬底78、或涂层84的角度，从而提高加压空气24的冷却效率。当加压空气24流过增压室进入通道94并且被提供给计量通道96和微通道76时，加压空气24为热气体路径部件26提供冷却。在加压空气24流过微通道76、冷却涂层84和衬底78的外表面80之后，加压空气24可以从微通道76排出。例如但不构成限制地，在图5至图6中所示的一个实施例中，加压空气24可以被排放到涂层84的外表面102附近。备选地，加压空气24可以被排出热气体路径部件26的边缘(例如翼型件36的后缘40或前缘38、或热气体路径部件26的端壁边缘104(示于图3中))之外进入热气体流22的路径中。
本发明中所描述的系统和方法有利于热气体路径部件26通过高传热率和相对均匀的温度分布冷却。因此，本发明的冷却系统42可以延长热气体路径部件26的寿命并且使得热气体路径部件26能够利用较高温度的热气体流22，从而提高燃气涡轮发动机10的性能和效率。
本发明中所描述的系统和方法不限于本发明中所描述的特定实施例。例如，每个系统的部件可以与本发明中所描述的其它部件独立和单独地使用。例如，所述系统也可以与其它涡轮机系统组合使用，并且不限于仅通过如本发明中所描述的燃气涡轮发动机来实施。相反，示例性实施例能够结合多种其它的应用来实施和利用。
尽管本发明的各个实施例的具体特征可能会示于一些附图中而未示于其它附图中，但这仅仅是为了方便起见。根据本发明的原理，一幅附图中的任何特征都可以结合任何其它附图的任何特征进行参考以及/或者要求保护。
本书面描述使用例子对本发明中所描述的系统进行了公开(其中包括最佳模式)，并且还使本领域技术人员能够实施本发明(其中包括制造和使用任何装置或系统并且执行所包含的任何方法)。本发明的可专利范围由权利要求书限定，并且可以包括本领域技术人员能够想到的其它的例子。如果该等其它的例子具有与权利要求书的字面语言没有区别的结构元件，或者如果该等其它的例子包括与权利要求的字面语言没有实质区别的等同结构元件，则期望该等其它的例子落入权利要求的范围内。
尽管已根据多个特定实施例描述了本发明，但是本领域技术人员将认识到，本发明能够在权利要求书的精神和范围内通过改型来实施。

Claims (10)

1.一种用于热气体路径部件的冷却系统，所述冷却系统包括：
衬底，所述衬底包括外表面和内表面，所述内表面限定了至少一个内部空间；
通道，所述通道形成于所述衬底的所述外表面和所述内表面之间；和
进入通道，所述进入通道形成于所述衬底中并且从所述外表面延伸到所述至少一个内部空间，所述进入通道相对于所述通道形成第一锐角，所述进入通道包括颗粒捕集室，
其中所述进入通道被配置成将冷却流体引导至所述通道；并且
其中所述通道被配置成引导冷却流体通过其中以冷却所述衬底。
2.根据权利要求1所述的冷却系统，其特征在于，所述冷却系统还包括在所述通道和所述进入通道之间延伸的计量通道，所述计量通道在所述衬底的所述外表面下方的一定相交距离处与所述进入通道相交。
3.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述计量通道相对于所述进入通道形成第二锐角，并且其中所述第一锐角大于所述第二锐角。
4.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述颗粒捕集室被限定在所述衬底的所述外表面和所述计量通道的相交距离之间。
5.根据权利要求2所述的冷却系统，其特征在于，所述计量通道包括第一直径，并且所述进入通道包括大于所述第一直径的第二直径，所述第二直径与所述第一直径的比处于1.14至2.4之间。
6.根据权利要求5所述的冷却系统，其特征在于，所述计量通道包括第一圆形横截面，所述第一圆形横截面具有处于0.025英寸到0.035英寸之间的直径；所述进入通道包括第二圆形横截面，所述第二圆形横截面具有处于0.040英寸到0.060英寸之间的直径。
7.根据权利要求1所述的冷却系统，其特征在于，所述冷却系统还包括离开通道，所述离开通道与所述颗粒捕集室流体连通地联接。
8.一种燃气涡轮发动机，包括：
压缩机；
联接到所述压缩机的涡轮；和
热气体路径部件，所述热气体路径部件被布置在所述压缩机和所述涡轮中的至少一个中，所述热气体路径部件包括如权利要求1-7中任一项所述的冷却系统。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述燃气涡轮发动机还包括壳体，所述壳体包括冷却流体供给管道，所述冷却流体供给管道流体连通地联接到所述至少一个内部空间。
10.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述热气体路径部件还包括沿所述衬底的所述外表面的至少一部分布置的涂层。
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Families Citing this family (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20160238021A1 (en) * 2015-02-16 2016-08-18 United Technologies Corporation Compressor Airfoil
US10704395B2 (en) * 2016-05-10 2020-07-07 General Electric Company Airfoil with cooling circuit
US20180161859A1 (en) * 2016-12-13 2018-06-14 General Electric Company Integrated casting core-shell structure for making cast component with non-linear holes
US11047240B2 (en) * 2017-05-11 2021-06-29 General Electric Company CMC components having microchannels and methods for forming microchannels in CMC components
US10704399B2 (en) * 2017-05-31 2020-07-07 General Electric Company Adaptively opening cooling pathway
WO2019050879A1 (en) * 2017-09-06 2019-03-14 Siemens Energy, Inc. DEAD END DEBRIS EXTRACTOR FOR CONTINUOUS LINE OPERATION
EP3695101A1 (en) * 2017-10-13 2020-08-19 General Electric Company Coated components having adaptive cooling openings and methods of making the same
US10781697B2 (en) 2017-12-05 2020-09-22 Raytheon Technologies Corporation Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration
US10808548B2 (en) 2017-12-05 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Double wall turbine gas turbine engine blade cooling configuration
US10612391B2 (en) * 2018-01-05 2020-04-07 General Electric Company Two portion cooling passage for airfoil
US10563519B2 (en) * 2018-02-19 2020-02-18 General Electric Company Engine component with cooling hole
US10919116B2 (en) 2018-06-14 2021-02-16 Raytheon Technologies Corporation Installation of laser vent holes into vertical walls of cavity-back airfoils
US10828718B2 (en) * 2018-06-14 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Installation of waterjet vent holes into vertical walls of cavity-back airfoils
CN111895259B (zh) * 2020-07-10 2021-11-12 中国航发湖南动力机械研究所 集成式储油箱

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4142824A (en) * 1977-09-02 1979-03-06 General Electric Company Tip cooling for turbine blades
US4270883A (en) * 1977-04-20 1981-06-02 The Garrett Corporation Laminated airfoil
US4676719A (en) * 1985-12-23 1987-06-30 United Technologies Corporation Film coolant passages for cast hollow airfoils
CN102261281A (zh) * 2010-05-28 2011-11-30 通用电气公司 包括人字形薄膜冷却孔的物品与相关工艺
US8167558B2 (en) * 2009-01-19 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Modular serpentine cooling systems for turbine engine components
CN103161522A (zh) * 2011-12-15 2013-06-19 通用电气公司 具有微通道冷却的构件
CN103422907A (zh) * 2012-05-23 2013-12-04 通用电气公司 具有微通道冷却式平台和倒角的构件及其制造方法

Family Cites Families (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
NL212036A (zh) 1955-11-16
US4526512A (en) * 1983-03-28 1985-07-02 General Electric Co. Cooling flow control device for turbine blades
GB2260166B (en) 1985-10-18 1993-06-30 Rolls Royce Cooled aerofoil blade or vane for a gas turbine engine
GB8830152D0 (en) * 1988-12-23 1989-09-20 Rolls Royce Plc Cooled turbomachinery components
US5660524A (en) 1992-07-13 1997-08-26 General Electric Company Airfoil blade having a serpentine cooling circuit and impingement cooling
US5640767A (en) 1995-01-03 1997-06-24 Gen Electric Method for making a double-wall airfoil
US6383602B1 (en) 1996-12-23 2002-05-07 General Electric Company Method for improving the cooling effectiveness of a gaseous coolant stream which flows through a substrate, and related articles of manufacture
JP3494879B2 (ja) * 1998-03-25 2004-02-09 株式会社日立製作所 ガスタービン及びガスタービンの静翼
US6921014B2 (en) 2002-05-07 2005-07-26 General Electric Company Method for forming a channel on the surface of a metal substrate
DE10236339B3 (de) 2002-08-08 2004-02-19 Doncasters Precision Castings-Bochum Gmbh Verfahren zum Herstellen von Turbinenschaufeln mit darin angeordneten Kühlkanälen
US6942449B2 (en) 2003-01-13 2005-09-13 United Technologies Corporation Trailing edge cooling
DE102004061173B4 (de) * 2004-12-16 2013-12-05 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Gasturbinentriebwerk mit einem Partikelseparator
US7744347B2 (en) * 2005-11-08 2010-06-29 United Technologies Corporation Peripheral microcircuit serpentine cooling for turbine airfoils
US7364405B2 (en) * 2005-11-23 2008-04-29 United Technologies Corporation Microcircuit cooling for vanes
US7549844B2 (en) 2006-08-24 2009-06-23 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with bifurcated and recessed trailing edge exhaust channels
US7621718B1 (en) 2007-03-28 2009-11-24 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with leading edge fillet region impingement cooling
US8070441B1 (en) 2007-07-20 2011-12-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with trailing edge cooling channels
GB2457073B (en) * 2008-02-04 2010-05-05 Rolls-Royce Plc Gas Turbine Component Film Cooling Airflow Modulation
US8348614B2 (en) * 2008-07-14 2013-01-08 United Technologies Corporation Coolable airfoil trailing edge passage
US8167559B2 (en) 2009-03-03 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Turbine vane for a gas turbine engine having serpentine cooling channels within the outer wall
US8561411B2 (en) 2009-09-02 2013-10-22 United Technologies Corporation Air particle separator for a gas turbine engine
US8176720B2 (en) 2009-09-22 2012-05-15 Siemens Energy, Inc. Air cooled turbine component having an internal filtration system
US9528382B2 (en) 2009-11-10 2016-12-27 General Electric Company Airfoil heat shield
US8317475B1 (en) 2010-01-25 2012-11-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with micro cooling channels
US8807943B1 (en) 2010-02-15 2014-08-19 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge cooling circuit
US8491264B1 (en) 2010-03-18 2013-07-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with trailing edge cooling
US8578720B2 (en) 2010-04-12 2013-11-12 Siemens Energy, Inc. Particle separator in a gas turbine engine
US8651805B2 (en) * 2010-04-22 2014-02-18 General Electric Company Hot gas path component cooling system
US8387245B2 (en) 2010-11-10 2013-03-05 General Electric Company Components with re-entrant shaped cooling channels and methods of manufacture
US8739404B2 (en) 2010-11-23 2014-06-03 General Electric Company Turbine components with cooling features and methods of manufacturing the same
US20120148769A1 (en) * 2010-12-13 2012-06-14 General Electric Company Method of fabricating a component using a two-layer structural coating
US8528208B2 (en) 2011-04-11 2013-09-10 General Electric Company Methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US8601691B2 (en) 2011-04-27 2013-12-10 General Electric Company Component and methods of fabricating a coated component using multiple types of fillers
US8734111B2 (en) 2011-06-27 2014-05-27 General Electric Company Platform cooling passages and methods for creating platform cooling passages in turbine rotor blades
US9206696B2 (en) 2011-08-16 2015-12-08 General Electric Company Components with cooling channels and methods of manufacture
US20130086784A1 (en) 2011-10-06 2013-04-11 General Electric Company Repair methods for cooled components
US20130101761A1 (en) 2011-10-21 2013-04-25 General Electric Company Components with laser cladding and methods of manufacture
US8414263B1 (en) 2012-03-22 2013-04-09 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine stator vane with near wall integrated micro cooling channels
US9435208B2 (en) 2012-04-17 2016-09-06 General Electric Company Components with microchannel cooling
US10100646B2 (en) * 2012-08-03 2018-10-16 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling circuit
US8936067B2 (en) 2012-10-23 2015-01-20 Siemens Aktiengesellschaft Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component
US20160222794A1 (en) 2013-09-09 2016-08-04 United Technologies Corporation Incidence tolerant engine component
US20150086408A1 (en) 2013-09-26 2015-03-26 General Electric Company Method of manufacturing a component and thermal management process
US9458725B2 (en) 2013-10-04 2016-10-04 General Electric Company Method and system for providing cooling for turbine components
US9476306B2 (en) 2013-11-26 2016-10-25 General Electric Company Components with multi-layered cooling features and methods of manufacture
EP3095550A1 (en) 2015-05-20 2016-11-23 Rolls-Royce Corporation Pre-sintered preform braze for joining alloy castings and use thereof

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US4270883A (en) * 1977-04-20 1981-06-02 The Garrett Corporation Laminated airfoil
US4142824A (en) * 1977-09-02 1979-03-06 General Electric Company Tip cooling for turbine blades
US4676719A (en) * 1985-12-23 1987-06-30 United Technologies Corporation Film coolant passages for cast hollow airfoils
US8167558B2 (en) * 2009-01-19 2012-05-01 Siemens Energy, Inc. Modular serpentine cooling systems for turbine engine components
CN102261281A (zh) * 2010-05-28 2011-11-30 通用电气公司 包括人字形薄膜冷却孔的物品与相关工艺
CN103161522A (zh) * 2011-12-15 2013-06-19 通用电气公司 具有微通道冷却的构件
CN103422907A (zh) * 2012-05-23 2013-12-04 通用电气公司 具有微通道冷却式平台和倒角的构件及其制造方法

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