CN106536859A - 具有中间翼弦的分叉冷却腔室的涡轮翼型冷却系统 - Google Patents

Abstract

用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型（12）的冷却系统（10）被公开，该冷却系统（10）具有中间翼弦的分叉冷却腔室（16）用于冷却该翼型（26）。中间翼弦的分叉冷却腔室（16）可以由压力侧蛇形冷却通道（18）和吸入侧蛇形冷却通道（20）形成，冷却流体在从后缘（22）朝向前缘（24）的方向上穿过压力侧蛇形冷却通道（18），并且在相反的方向上穿过吸入侧蛇形冷却通道（20），由此产生逆流系统。逆流冷却方案允许内部传热的更精细的调节，与常规系统相比，这导致更均匀的温度分布。另外，在至少一个实施例中，冷却流体仅在后缘（22）处排出，并且在整个冷却系统（10）中不通过薄膜冷却孔排出，由此更好地利用冷却流体并且形成更高效的冷却系统（10）。

Description

具有中间翼弦的分叉冷却腔室的涡轮翼型冷却系统

技术领域

本发明一般涉及涡轮叶片，并且更具体地涉及在中空涡轮叶片中的冷却系统。

背景技术

典型地，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机，用于将被压缩空气与燃料混合并点燃该混合物的燃烧室，以及用于产生功率的涡轮叶片组件。燃烧室通常在可能超过2,500华氏度的高温下操作。典型的涡轮燃烧室构造将涡轮叶片组件暴露给这些高温。结果涡轮静翼型（包括涡轮叶片和涡轮静叶）必须由能够承受这样的高温的材料制成。此外，涡轮翼型通常包括冷却系统，该冷却系统用于延长叶片的寿命并降低由于过高的温度所导致的故障的可能性。

早期的涡轮静叶冷却大多已经通过使用冲击和薄膜冷却而实现，但是这样的冷却方案仅提供低的热效率。尽管标准冲击和薄膜冷却方案提供足够的冷却，但是冷却剂空气消耗过高，这是因为空气经常在已经达到空气的完全冷却能力之间被排出翼型。对于早期的涡轮静叶的对流冷却存在的重大挑战在于，使用足够低的压降和不使用冲击冷却或薄膜冷却难以获得冷却部件所要求的必要内部传热系数。

发明内容

用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型的冷却系统被公开，该冷却系统具有中间翼弦（mid-chord）的分叉冷却腔室，用于降低翼型的温度。中间翼弦的分叉冷却腔室可以由压力侧蛇形冷却通道和吸入侧蛇形冷却通道形成，冷却流体在从后缘朝向前缘的方向上穿过压力侧蛇形冷却通道，并且在相反的方向上穿过吸入侧蛇形冷却通道，由此产生逆流（counterflow）系统。该逆流冷却方案允许内部传热的更精细的调节，与常规系统相比，这导致更均匀的温度分布。另外，在至少一个实施例中，冷却流体仅在后缘处排出，并且在整个冷却系统中不通过薄膜冷却孔，由此更好地利用冷却流体并且形成更高效的冷却系统。

在至少一个实施例中，涡轮翼型可以由大体上细长的中空翼型形成，该中空翼型由外壁形成；并且该涡轮翼型具有前缘；后缘；压力侧；吸入侧；处于第一端部处的内端壁；以及处于第二端部处的外端壁，该第二端部大体上位于大体上细长的中空翼型的与第一端部相对的侧上；并且冷却系统定位在大体上细长的中空翼型的内部结构（aspects）内。冷却系统可以包括向上游流动的压力侧蛇形冷却通道，该冷却通道具有入口用于接收来自冷却流体源的冷却流体，使得该入口附接到第一支路，该第一支路位于第二支路和翼型的后缘之间。向上游流动的压力侧蛇形冷却通道可以包括排出出口，该排出出口经由在翼展方向上延伸的中间翼弦的前部收集通道而与向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道的入口流体连通，该在翼展方向上延伸的中间翼弦的前部收集通道从形成压力侧的外壁延伸到形成吸入侧的外壁，并且在翼展方向上从向上游流动的压力侧蛇形冷却通道的排出出口延伸到向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道的入口。向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道可以定位在翼型的吸入侧处，并且与向上游流动的压力侧蛇形冷却通道相对。在吸入侧蛇形冷却通道中的冷却流体大体上在翼展方向上来回地流动，并且大体上朝向后缘向下游流动，由此在压力侧蛇形冷却通道和吸入侧蛇形冷却通道之间形成冷却流体逆流。

向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道可以包括一个或多个排出出口，该排出出口与后部收集腔室连通。后部收集腔室可以从形成压力侧的外壁延伸到形成吸入侧的外壁，并且可以定位在形成压力侧蛇形冷却通道和吸入侧蛇形冷却通道的下游端的翼肋和后缘冷却通道之间。

在前部收集通道内，向上游流动的压力侧蛇形冷却通道的排出出口可以定位在与向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道的入口在翼展方向上相对的端部处。在前部收集通道内，向上游流动的压力侧蛇形冷却通道的排出出口可以定位在翼展方向上的外端处，并且向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道可以定位在翼展方向上的内端处。在至少一个实施例中，与压力侧外壁接触的压力侧蛇形冷却通道可以是双程蛇形冷却通道，并且与吸入侧外壁接触的吸入侧蛇形冷却通道可以是双程蛇形冷却通道。

冷却系统还可以包括一个或多个前缘供应腔室，该前缘供应腔室在翼展方向上延伸并定位在大体上细长的翼型的前缘和翼肋之间，该翼肋限定了前部收集通道的至少一部分。前缘供应腔室和前部收集通道可以由翼肋隔开，由此防止在前缘供应腔室和前部收集通道之间的冷却流体移动。冷却系统还可以包括一个或多个后缘冷却通道，该后缘冷却通道从形成压力侧的外壁延伸到形成吸入侧的外壁，并且位于大体上细长的中空翼型的后缘和后部收集腔室之间。一个或多个后部收集腔室排出孔可以定位在翼肋中，并且从后部收集腔室延伸到后缘冷却通道。一个或多个后缘排出孔可以定位在大体上细长的中空翼型的后缘处，并且从后缘冷却通道延伸以便通过后缘排出冷却流体。

在使用期间，冷却流体可以经由入口从冷却流体供应源（诸如但不限于，压缩机）传入压力侧蛇形冷却通道的第一支路。冷却流体的一部分可以进入压力侧蛇形冷却通道，并且冷却流体的一部分可以进入前缘供应腔室。在压力侧蛇形冷却通道中的冷却流体可以流动通过压力侧蛇形冷却通道的第一支路和第二支路，从而从支路的表面吸收热量，该支路部分地由压力侧壁和中间翼弦的翼肋形成。冷却流体穿过压力侧蛇形冷却通道并且在大体上从后缘朝向前缘的方向上移动。

在穿过压力侧蛇形冷却通道之后，冷却流体穿过排出出口进入前部收集通道中。在前部收集通道中冷却流体在翼展方向上的外端处收集并且行进到翼展方向上的内端，在这里，冷却流体被排出进入向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道的入口中。冷却流体大体上在翼弦方向上以及在从前缘朝向后缘的大体上向下游的方向上流动通过吸入侧蛇形通道。冷却流体可以通过一个或多个排出出口从吸入侧蛇形通道排出进入后部收集腔室中。冷却流体可以流动通过后部收集腔室并且通过一个或多个后部收集腔室排出孔排出，并且进入后缘冷却通道中，其中，冷却流体可以通过一个或多个后缘排出孔排出。

涡轮翼型的冷却系统由于许多原因是有利的。具体地，中间翼弦的分叉冷却腔室增加了涡轮叶片中的涡轮叶片冷却系统的效率。例如，通过使得靠近压力侧壁的冷却系统能够基于热量负载而被定制，中间翼弦的分叉冷却腔室使得整体冷却流要求能够被降低。中间翼弦的分叉冷却腔室还使得能够使用高展弦比（aspect ratio）的流通道，降低了安装薄膜冷却孔的难度，并且增加了热壁长度与横截面流面积的比率，该比率允许具有较少流的类似的传热系数，产生更高效的设计。该展弦比可以是宽度与高度的比率。中间翼弦的分叉冷却腔室还消除了设计问题，诸如回流裕度（BFM）和高的吹风比（blowing ratio），在常规设计中这些问题对于吸入侧薄膜冷却孔是典型的。如果需要的话，中间翼弦的分叉冷却腔室能够通过给流规定不同的路线而实现横截面面积、展弦比传热增强特征和上游冷却剂加热的控制，这导致更加均匀的金属温度，其是有益的。中间翼弦的分叉冷却腔室还可以利用具有较小的横截面面积的通路的单个冷却流回路，导致即使处于低的流率下的较高的冷却剂速度，与常规的中间翼弦的蛇形冷却通道相比产生更高的内部对流冷却性能。

该冷却系统的另一个优点在于，该系统可以大幅地降低（如果没有消除的话）对于翼型中的冲击或薄膜冷却的需求。

这些和其他实施例在下面被更详细地描述。

附图说明

并入本说明书中并且形成本说明书的一部分的附图图示了当前公开的发明的实施例，并且与说明书一起公开了本发明的原理。

图1是包括冷却系统的涡轮翼型的透视图。

图2是沿图1中的截面线2-2截取的涡轮翼型的横截面视图。

图3是沿图1中的截面线3-3截取的在图1中示出的涡轮翼型的横截面视图。

图4是从外直径向内看取得的涡轮翼型内的冷却通道的透视图，例如从图2中的截面线2-2向内看取得的。

图5是从内直径向外看取得的涡轮翼型内的冷却通道的透视图，例如从图2中的截面线3-3向外看取得的。

图6是沿图4中的截面线6-6截取的涡轮翼型内的冷却通道的横截面圆角视图。

图7是沿图5中的截面线7-7截取的涡轮翼型内的冷却通道的横截面圆角视图。

具体实施方式

如在图1-7中所示，用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型12的冷却系统10被公开，该冷却系统10具有中间翼弦的分叉冷却腔室16用于降低翼型12的温度。中间翼弦的分叉冷却腔室16可以由压力侧蛇形冷却通道18和吸入侧蛇形冷却通道20形成，冷却流体在从后缘22朝向前缘24的方向上穿过压力侧蛇形冷却通道18，并且在相反的方向上穿过吸入侧蛇形冷却通道20，由此产生逆流系统。该逆流冷却方案10允许内部传热的更精细的调节，与常规系统相比，这导致更均匀的温度分布。另外，在至少一个实施例中，冷却流体仅在后缘22处排出，并且在整个冷却系统10中不通过薄膜冷却孔排出，由此更好地利用冷却流体并且形成更高效的冷却系统。

在至少一个实施例中，如在图1中所示，涡轮翼型12可以由大体上细长的中空翼型26形成，该中空翼型26由外壁27形成；并且该涡轮翼型12具有前缘24；后缘22；压力侧28；吸入侧30；处于第一端部34处的内端壁32；以及处于第二端部38处的外端壁36，该第二端部38大体上位于大体上细长的中空翼型26的与第一端部34相对的侧上；并且冷却系统10定位在大体上细长的中空翼型26的内部结构内。如在图2-7中所示，冷却系统10可以包括向上游流动的压力侧蛇形冷却通道18，该冷却通道18具有入口44用于接收来自冷却流体源46的冷却流体，使得入口44附接至第一支路48，该第一支路48位于第二支路50和翼型26的后缘22之间。如在图4-7中所示，第一支路48和第二支路50可以经由第一压力侧转弯49联接在一起。向上游流动的压力侧蛇形冷却通道18可以包括排出出口52，该排出出口52经由在翼展方向上延伸的中间翼弦的前部收集通道58而与向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道20的入口54流体连通，该中间翼弦的前部收集通道58从形成压力侧26的外壁60延伸到形成吸入侧30的外壁62，并且在翼展方向上从向上游流动的压力侧蛇形冷却通道18的排出出口52延伸到向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道20的入口54。向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道20可以定位在翼型26的吸入侧30处，并且与向上游流动的压力侧蛇形冷却通道18相对。

通过吸入侧蛇形冷却通道20的冷却流体流大体上在翼展方向上来回地流动并且大体上朝向后缘22向下游流动，由此在压力侧蛇形冷却通道18和吸入侧蛇形冷却通道20之间形成冷却流体逆流。如在图2-4中所示，冷却流体可以在翼展方向的内方向上流动通过吸入侧蛇形冷却通道支路一94，可以穿过吸入侧转弯一96并且进入吸入侧蛇形冷却通道支路二98。

向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道20可以包括一个或多个排出出口64，该排出出口64与后部收集腔室66连通。后部收集腔室66可以从形成压力侧28的外壁60延伸到形成吸入侧62的外壁62，并且可以定位在形成压力侧蛇形冷却通道18和吸入侧蛇形冷却通道20的下游端70的翼肋68和后缘冷却通道72之间。

在前部收集通道58内，向上游流动的压力侧蛇形冷却通道18的排出出口64在翼展方向上可以定位在与向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道20的入口54相对的端部处。在前部收集通道58内，向上游流动的压力侧蛇形冷却通道18的排出出口52可以定位在翼展方向的外端74处，并且向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道20可以定位在翼展方向的内端76处。在至少一个实施例中，与压力侧外壁60接触的压力侧蛇形冷却通道18可以是但不限于双程蛇形冷却通道。类似地，与吸入侧外壁62接触的吸入侧蛇形冷却通道20可以是但不限于双程蛇形冷却通道。

内部冷却系统10还可以包括前缘供应腔室78，该前缘供应腔室78在翼展方向上延伸并且定位在大体上细长的翼型26的前缘24和翼肋80之间，该翼肋80限定了前部收集通道58的至少一部分。前缘供应腔室78和前部收集通道58可以由翼肋80隔开，由此防止在前缘供应腔室78和前部收集通道58之间的冷却流体移动。前缘供应腔室78可以具有任意适当的构造。

内部冷却系统10还可以包括一个或多个后缘冷却通道72，该后缘冷却通道72从形成压力侧28的外壁60延伸到形成吸入侧30的外壁62，并且位于大体上细长的中空翼型26的后缘22和后部收集腔室66之间。一个或多个后部收集腔室排出孔82可以定位在翼肋84中，并且从后部收集腔室66延伸到后缘冷却通道72。一个或多个后缘排出孔86可以定位在大体上细长的中空翼型26的后缘22处，并且从后缘冷却通道72延伸以便通过后缘22排出冷却流体。

在使用期间，冷却流体可以经由入口44从冷却流体供应源46（诸如但不限于，压缩机）传入压力侧蛇形冷却通道18的第一支路48。冷却流体的一部分进入压力侧蛇形冷却通道18，并且冷却流体的一部分可以进入前缘供应腔室78。在压力侧蛇形冷却通道18中的冷却流体可以流动通过压力侧蛇形冷却通道18的第一支路48和第二支路50，从支路48、50的表面吸收热量，该支路48、50部分地由压力侧壁60和中间翼弦的翼肋90形成。冷却流体穿过压力侧蛇形冷却通道18并且在大体上从后缘22朝向前缘24的方向上移动。

在穿过压力侧蛇形冷却通道18之后，冷却流体穿过排出出口52进入前部收集通道58中。在前部收集通道58中冷却流体在翼展方向的内端74处收集并且行进到翼展方向的外端76，在这里，冷却流体被排出进入向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道20的入口54中。冷却流体大体上在翼弦方向上以及在从前缘24朝向后缘22的大体上向下游的方向上流动通过吸入侧蛇形通道20。冷却流体可以通过一个或多个排出出口64从吸入侧蛇形通道20排出进入后部收集腔室66中。冷却流体可以流动通过后部收集腔室66并且通过一个或多个后部收集腔室排出孔82排出，并且进入后缘冷却通道72中，其中，冷却流体可以通过一个或多个后缘排出孔86排出。

出于说明、解释和描述本发明的实施例的目的而提供了上述内容。对这些实施例的修改和调整对于本领域技术人员而言将是明显的，并且可以在不脱离本发明的范围或精神的情况下做出这些修改和调整。

Claims (11)

1.一种涡轮翼型（12），其特征在于：

大体上细长的中空翼型（26）,其由外壁（27）形成，并且具有前缘（24）；后缘（22）；压力侧（28）；吸入侧（30）；处于第一端部（34）处的内端壁（32）；以及处于第二端部（38）处的外端壁（36），所述第二端部（38）大体上位于所述大体上细长的中空翼型（26）的与所述第一端部（34）相对的侧上；以及定位在所述大体上细长的中空翼型（26）的内部结构内的冷却系统（10）；

其中，所述冷却系统（10）包括向上游流动的压力侧蛇形冷却通道（18），所述向上游流动的压力侧蛇形冷却通道（18）具有入口（44）用于接收来自冷却流体源（46）的冷却流体，使得所述入口（44）附接到第一支路（48），所述第一支路（48）位于第二支路（50）和翼型（26）的所述后缘（22）之间，以及其中，所述向上游流动的压力侧蛇形冷却通道（18）包括排出出口（52），所述排出出口（52）经由在翼展方向上延伸的中间翼弦的前部收集通道（58）而与向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道（20）的入口（54）流体连通，所述前部收集通道（58）从形成所述压力侧（28）的外壁（27）延伸到形成所述吸入侧（30）的外壁（27），并且在翼展方向上从所述向上游流动的压力侧蛇形冷却通道（18）的所述排出出口（52）延伸到所述向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道（20）的所述入口（54）；

其中，所述向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道（20）定位在所述翼型（26）的所述吸入侧（30）处，并且与所述向上游流动的压力侧蛇形冷却通道（18）相对，其中，通过所述吸入侧蛇形冷却通道（20）的冷却流体流大体上在翼展方向上来回地流动并且大体上朝向所述后缘（22）向下游流动，由此在所述压力侧和吸入侧蛇形冷却通道（18，20）之间形成冷却流体逆流；以及

其中，所述向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道（20）包括至少一个排出出口（64），所述排出出口（64）与后部收集腔室（66）连通。

2.如权利要求1所述的涡轮翼型（12），其特征在于，所述后部收集腔室（66）从形成所述压力侧（28）的所述外壁（27）延伸到形成所述吸入侧（30）的所述外壁（27），并且定位在形成所述压力侧和吸入侧蛇形冷却通道（18、20）的下游端（70）的翼肋（68）和后缘冷却通道（72）之间。

3.如权利要求1所述的涡轮翼型（12），其特征在于，在所述前部收集通道（58）内，所述向上游流动的压力侧蛇形冷却通道（18）的所述排出出口（52）在翼展方向上定位在与所述向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道（20）的所述入口（54）相对的端部处。

4.如权利要求3所述的涡轮翼型（12），其特征在于，在所述前部收集通道（58）内，所述向上游流动的压力侧蛇形冷却通道（18）的所述排出出口（52）定位在翼展方向的外端（74）处，并且所述向下游流动的吸入侧蛇形冷却通道（20）定位在翼展方向的内端（76）处。

5.如权利要求1所述的涡轮翼型（12），其特征在于，与所述压力侧外壁（28）接触的所述压力侧蛇形冷却通道（18）是双程蛇形冷却通道。

6.如权利要求1所述的涡轮翼型（12），其特征在于，与所述吸入侧外壁（30）接触的所述吸入侧蛇形冷却通道（20）是双程蛇形冷却通道。

7.如权利要求1所述的涡轮翼型（12），进一步地其特征在于，前缘供应腔室（78）在翼展方向上延伸并且定位在所述大体上细长的翼型（26）的所述前缘（24）和翼肋（80）之间，所述翼肋（80）限定所述前部收集通道（58）的至少一部分。

8.如权利要求1所述的涡轮翼型（12），进一步地其特征在于，至少一个后缘冷却通道（72）从形成所述压力侧（28）的所述外壁（27）延伸到形成所述吸入侧（30）的所述外壁（27），并且位于所述大体上细长的中空翼型（26）的所述后缘（22）和所述后部收集腔室（66）之间。

9.如权利要求8所述的涡轮翼型（12），进一步地其特征在于，至少一个后部收集腔室排出孔（82）定位在翼肋（84）中，并且从所述后部收集腔室（66）延伸到所述后缘冷却通道（72）。

10.如权利要求8所述的涡轮翼型（12），进一步地其特征在于，至少一个后缘排出孔（86）定位在所述大体上细长的中空翼型（26）的所述后缘（22）处，并且从所述后缘冷却通道（72）延伸以便通过所述后缘（22）排出冷却流体。

11.如权利要求1所述的涡轮叶片，其特征在于，前缘供应腔室（78）和所述前部收集通道（58）由翼肋（80）隔开，由此防止在所述前缘供应腔室（78）和所述前部收集通道（58）之间的冷却流体移动。