CN107075953A - 燃气涡轮翼型后缘 - Google Patents

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Abstract

涡轮翼型(1)包括：前缘(3)；后缘(5)；包括抽吸侧(7)和压力侧(9)外部表面；用于形成冷却回路的至少一个内部空腔(11A‑11D)，冷却回路在抽吸侧(7)与压力侧(9)之间包括冷却槽(61，62，63)，其中翼型包括：沿着后缘(5)的第一后部分(51)，在此处抽吸侧(7)和压力侧(9)两者都从前缘(3)延伸直到后缘(5)以便在后缘(5)处形成第一冷却槽(61)；和至少一个第二后部分(51，52)，在此处抽吸侧(7)从前缘(3)延伸直到后缘(5)并且压力侧(9)从前缘(3)延伸直到削减缘(4)，以便在削减缘(4)处设置至少一个第二冷却槽(61，62)，削减缘距后缘(5)一距离。

Description

燃气涡轮翼型后缘
技术领域
本发明涉及燃气涡轮翼型，并且更特别地涉及设置有冷却槽的燃气涡轮翼型后缘。
背景技术
在燃气涡轮发动机中，空气在压气机中被加压并且在燃烧装置中与燃料混合用于产生热燃烧气体。热气体接着被沿通道朝向燃气涡轮引导，该燃气涡轮使来自热气体的能量变换为功，用于向压气机和转换动力的其他装置提供动力，其它装置例如为典型飞机涡轮风扇发动机应用中的上游风扇或发电应用中的发电机。
燃气涡轮级包括具有成排中空翼片的固定涡轮喷嘴，该成排中空翼片将燃烧气体沿通道引导到从支撑转子盘径向向外延伸的相应排的转子叶片内。翼片和叶片可以具有相应的中空翼型。翼型可以被设计并制造成中空的以便节省重量、改变其本征频率或者在其中包括冷却回路。在后一种情况中，在冷却回路内侧循环的冷却气体典型地是来自压气机排放的泄放空气。
本发明涉及可以用在燃气涡轮翼片或叶片中的涡轮中空翼型。
在下文中，术语上游和下游是指通过燃气涡轮发动机的空气流动和/或工作热气体流动的流动方向。术语轴向和径向是参照燃气涡轮发动机的转动轴线做出的。
各翼型包括大体凹形的压力侧壁和相反的大体凸形的抽吸侧壁，压力侧壁和相反的大体凸形的抽吸侧壁沿着从翼型基部到翼型顶部的跨度径向向外地延伸并且在前缘与后缘之间的翼弦方向上轴向地延伸。对于涡轮叶片，翼型跨度从叶片承载盘的径向内平台处的根基部延伸至径向外端部，该径向外端部可以是自由端部、是与达到邻近叶片之间的包围涡轮壳体或护罩间隔开且具有密封特征以与该壳体一起降低跨越叶片的泄漏流动的顶部。对于涡轮翼片，翼型从与涡轮定子的径向内段一体的根基部延伸至与定子的外段一体的径向外顶部。
各涡轮翼型还最初在前缘的尾部增加厚度并接着减小厚度直到相对薄或尖的后缘，在后缘处压力侧壁和抽吸侧壁接合到一起。翼型的较宽部分具有用于容纳内部冷却回路的充分的内部空间。
后缘典型地是薄的，并且通过从翼型基部到翼型顶部径向延伸的单个冷却槽、或者通过在后缘的紧上游的断开处的多个后缘冷却槽来热保护。来自冷却回路的冷却空气通过冷却槽被排放以便将后缘冷却。
单个冷却槽的设计通常优选地用于使后缘处的冷却效果最大化。
然而，为了创建这样的设计，压力侧壁和抽吸侧壁两者必须延伸直到后缘，从而防止使其厚度最小化。后缘厚造成较高损失并且后缘损失是涡轮机械翼型的总体损失的显著部分。
为此，为了获得低效后缘，开发出了在后缘处具有所谓的“削减”设计的被冷却的翼型。该设计通过将翼型的压力侧上的材料从后缘朝向前缘直到削减缘去除掉来实现。通常附接至抽吸侧壁的内侧且通常从削减缘轴向地延伸到前缘的肋将冷却空气的流动在多个削减冷却槽之间分开。
该解决方案提供了非常薄的后缘，这可以提供翼型的空气动力学效率上的大的改进。削减设计降低了与后缘钝体所形成的涡流相关联的所谓的“阻塞损失”。
然而，利用削减设计还是有冷却流在达到翼型的端部前从后缘提升从而限制了冷却流的冷却效率的风险。这可能会导致温度沿着后缘增加直到可能引起后缘的一部分氧化掉的值。
因此仍然期望限定一种可同时涵盖上面所描述的两个已知解决方案的优点并使缺点最小化的用于燃气涡轮翼型的后缘的合适的设计。
发明内容
本发明的目的可以是提供一种提供了在冷却、空气动力学效率与翼型耐久性之间的最佳折中的燃气涡轮翼型。
为了实现上面所限定的目的，提供了一种根据独立权利要求所述的燃气涡轮翼型。从属权利要求描述了本发明的有利发展和修改。
根据本发明，涡轮翼型包括：
-前缘，
-后缘，
-外部表面，包括从前缘朝向后缘延伸的抽吸侧，和从前缘朝向后缘延伸且在翼型上与抽吸侧相反地定位的压力侧，
-内部空腔，用于形成冷却回路，冷却回路包括在抽吸侧与压力侧之间的、用于促进后缘的冷却的冷却槽，
其中翼型包括：沿着后缘的第一后部分，在此处抽吸侧和压力侧两者都从前缘延伸直到后缘以便在后缘处形成第一冷却槽；和至少一个第二后部分，在此处抽吸侧从前缘延伸直到后缘并且压力侧从前缘延伸直到削减缘，以便在削减缘处设置至少一个第二冷却槽，削减缘距后缘一距离。
关于“冷却槽”，意味着位于后缘处或接近后缘的、在抽吸侧与压力侧之间的任何通道，其允许冷却流体离开翼型内侧的冷却回路以便被朝向后缘指向。
第一后部分沿着翼型的后缘延伸并且冷却槽由抽吸侧和压力侧的下游或后缘两者形成。换言之，冷却槽形成在抽吸侧与压力侧之间。冷却槽可以在抽吸侧与压力侧的下游或后缘之间并且考虑或相对于垂直于翼型在后缘处的弯曲线(camber line)的线而形成。在第一后部分中，抽吸侧和压力侧的下游或后缘未相遇或接触。冷却槽可以形成在翼型的几何形状后缘处。冷却槽可以形成在空气动力学后缘处。冷却槽可以形成为使得后缘将以其他方式通过冷却槽。后缘可以被限定为无限细的线。“后缘”可以不旨作为在抽吸表面上或者在压力表面上的在后缘周围的区或区域。冷却槽可以形成为使得没有形成后缘的材料。在限定冷却槽时，在后缘处不存在抽吸表面和压力表面。在第一后部分中，在冷却槽与后缘之间可以没有抽吸表面或压力表面。
第一后部分展现出在后缘处的居中的冷却槽，在此处抽吸侧和压力侧结束，从而使后缘处的冷却效果最大化。第二后部分展现出“削减”冷却槽，从而允许使后缘厚度最小化并且使空气动力学效率最大化。
有利地，本发明教导将后缘几何形状区分开，以便在需要的地方提供最强的冷却效果，而同时在可以接受较低冷却效果的地方留下削减设计的空气动力学益处。
根据本发明的示例性实施例，前缘和后缘从翼型的基部延伸至顶部，第二后部分邻近于涡轮翼型的基部或顶部中的一个。
根据本发明的另一示例性实施例，前缘和后缘从翼型的基部延伸至顶部，第一后部分邻近于涡轮翼型的基部或顶部中的一个。
根据本发明的另一示例性实施例，翼型进一步包括至少一个第三后部分，在此处抽吸侧从前缘延伸直到后缘并且压力侧从前缘延伸直到削减缘，第一后部分介于第二和第三后部分之间，削减缘距后缘一距离。
在燃气涡轮中，计算和经验已显示，在主流环中的径向温度廓线一般以具有一个峰值或更多峰值的曲线形状为特征。特别地但不是排他性地，径向温度廓线以具有对应于来自燃烧廓线的热条纹的温度峰值的抛物线状形状为特征。最热区域的大体径向部位的计算预测允许了限定具有居中槽的第一后部分的定位。径向温度廓线的形状还随着归因于冷空气的混合和损失而在热气体膨胀通过涡轮时改变。因此，第一后部分的定位和长度也可以沿着燃气涡轮的轴线从翼型到翼型而改变。这意味着可以存在有沿着燃气涡轮发动机的轴线距离一定距离的至少两个翼型，它们在第一后部分的长度和/或第二后部分的长度和/或第三后部分的长度方面彼此不同。
最热区域可能会出现在翼型的跨度的20％与80％之间。第一后部分可以位于使得冷却槽的至少一部分可以在翼型的跨度的20％与80％、优选30％与60％内的位置处。第一后部分可以位于使得冷却槽中的所有冷却槽都可以在翼型的跨度的20％与80％、优选30％与60％内的位置处。
根据本发明的另一示例性实施例，第一部分沿着后缘的长度在后缘的总长度的10％与50％之间。
有利地，本发明可以适用于燃气涡轮的叶片和翼片两者的翼型。
附图说明
本发明的上面所限定的方面和进一步的方面从下文中待描述的实施例的示例是显而易见的并且参照实施例的示例得以说明。下文中将参照实施例的示例更详细地描述本发明，但是本发明不限于这些示例。
图1是根据本发明的包括多个定子翼片翼型和多个转子叶片翼型的燃气涡轮发动机的纵向截面图，
图2示出根据本发明的翼型的底视图，
图3示出沿着图2中的截面线III-III截取的截面图，
图4示出沿着图2中的截面线IV-IV截取的截面图。
具体实施方式
图1以截面图示出燃气涡轮发动机10的示例。燃气涡轮发动机10按照流动序列包括入口12、压气机部14、燃烧装置部16和涡轮部18，它们大体按照流动序列布置并且大体在纵向或转动轴线X的方向上。燃气涡轮发动机10进一步包括可围绕转动轴线20转动且纵向延伸穿过燃气涡轮发动机10的轴22。轴22将涡轮部18驱动地连接至压气机部12。
在燃气涡轮发动机10的操作中，通过空气入口12被吸入的空气24由压气机部12压缩并被输送至燃烧部或燃烧器部16。压气机部12包括多个级，各级包括附接至压气机部12的定子的多个压气机导向翼片46和在翼片46的下游的附接至轴22的多个转子压气机叶片48。
燃烧器部16包括燃烧器增压室26、由双壁筒27限定的一个或多个燃烧室18和固定至各燃烧室28的至少一个燃烧器30。燃烧室28和燃烧器30位于燃烧器增压室26内侧。通过了压气机12的压缩空气进入扩散器32并且被从扩散器32排放到燃烧器增压室26内，从此处空气的一部分进入燃烧器30并与气体或液体燃料混合。空气/燃料混合物接着被燃烧并且来自燃烧的燃烧气体34或工作气体经由过渡管道35被沿通道引导至涡轮部18。
涡轮部18包括附接至轴22的多个叶片承载盘36。在本示例中，两个盘36各承载涡轮叶片38的环形阵列。然而，叶片承载盘的数量可以不同、即仅一个盘或超过两个的盘。另外，固定至燃气涡轮发动机10的定子42的涡轮导向翼片40布置在涡轮叶片38之间。在燃烧室28的出口与前涡轮叶片38之间设置了入口导向翼片44。
来自燃烧室28的燃烧气体进入涡轮部18并且驱动涡轮叶片38，该涡轮叶片进而使轴22转动。导向翼片40、44用于优化燃烧或工作气体的到涡轮叶片38上的角度。
发明的涡轮翼型1被示出在图2、图3和图4中。发明的涡轮翼型1一般可以被用在涡轮叶片38中或涡轮导向翼片40中。涡轮翼型1包括铸造翼型主体13、流动的燃烧气体到达翼型1时所在的前缘3和燃烧气体离开翼型1时所在的后缘5。翼型1的外部表面由凸形的抽吸侧7和与抽吸侧7相反地形成的不太凸并且典型地是凹形的压力侧9形成。抽吸侧7和压力侧9两者都从前缘3朝向后缘5延伸。
相对于转动轴线X，前缘和后缘3、5两者都从翼型1的基部15径向跨度到顶部17。对于涡轮叶片38，基部15被固定至各自的叶片承载盘36的内平台，而顶部17被封闭但是与设置在定子42中的包围涡轮护罩间隔开。对于涡轮翼片40，基部15被固定至涡轮定子42的径向内段，而顶部17被固定至涡轮定子42的外段。
翼型主体13是中空的并且包括多个内部空腔(在附图的实施例中是四个空腔11A至11D)以允许冷却流体、典型地是来自压气机部12的排放的排放空气从中流过以便冷却翼型主体13。内部空腔11A至11D借助于多个分隔壁(在附图的实施例中是三个分隔壁8A至8C)分隔且借助于多个通道(附图中未示出)彼此连接用于形成冷却回路。此外，一定量的冷却流体被允许通过设置在翼型主体13的外部表面中的冷却孔(附图中未示出)离开内部空腔11A以让冷却流体在抽吸侧7和压力侧9上形成冷却膜。
沿着后缘5，翼型1包括具有不同位置、形状和功能的多个不同部分(在附图的实施例中是三个部分51、52、53)。在第一后部分51中，抽吸侧7和压力侧9两者都从前缘3延伸直到后缘5以便在后缘5处形成冷却槽61。在第一后部分51处，离开冷却槽61的流体的冷却效果被最大化。第一后部分51的位置例如借助于计算流体动力工具来限定，以便与后缘5的最热区一致。第一后部分51的沿着后缘5的长度占后缘5的总长度的10％与50％之间。
更优选地，第一后部分51的沿着后缘5的长度占后缘5的总长度的25％与35％之间。
根据本发明的不同实施例(未示出)，第一后部分51在抽吸侧7与压力侧9之间包括一个或多个轴向肋，以便将后缘冷却槽61分成多个冷却槽。
第二后部分52邻近于基部15并且延伸直到第一后部分51。第二后部分52展示出所谓的“削减”设计，即具有从前缘3延伸直到后缘5的抽吸侧7和从前缘3延伸直到削减缘4(与后缘5隔开一距离)的压力侧9。在削减缘4处，两个进一步的冷却槽62设置在抽吸侧7内部表面(即面对压力侧9的表面)与削减缘4之间。冷却槽62允许来自最后的冷却空腔11D的冷却流体被朝向后缘5指向。附接至抽吸侧7内部表面的肋72从削减缘4轴向延伸至后缘5，以使冷却槽62彼此分离。根据本发明的不同实施例，第二后部分52包括多个肋72并因此包括大于三的多个冷却槽。肋72在削减缘4与后缘5之间的区域中为抽吸侧7提供了支撑，从而提高了翼型1的总体刚度。
根据本发明的不同实施例(未示出)，第一后部分51邻近于涡轮翼型1的基部15或者邻近于顶部17。第一后部分51延伸直到基部15或顶部17准许了控制基部15处或顶部17处的应力水平。
根据本发明的不同实施例(未示出)，特别是当第二后部分52的沿着后缘5的长度短时，不存在肋并且存在单个冷却槽62。
在第二后部分52处，后缘5的厚度仅由抽吸侧7的厚度限定。这允许使后缘5的厚度最小化，使其空气动力学效率最大化。
翼型1进一步包括具有削减设计的第三后部分53。第三后部分53邻近于翼型1的顶部17并且第三后部分53以使得第一后部分51介于第二和第三后部分52、53之间的方式延伸直到第一后部分51。
三个进一步的冷却槽63借助于附接至抽吸侧7内部表面且从削减缘4轴向延伸至后缘5的两个肋73而设置在削减缘4处。
一般地，第二和第三后部分52、53的长度取决于第一后部分51的长度和位置(即取决于后缘5的最热区的位置和延伸)而不同。
一般地，第二后部分52中的肋73的数量也不同于第三后部分53中的肋73的数量。肋72或73的数量通常分别取决于第二后部分52和第三后部分53的长度，以便第二后部分52和第三后部分53由在多个冷却槽62、63(沿着削减缘4具有完全相同长度)中的肋72、73分开。
根据本发明的不同实施例，不存在第三后部分53，第一后部分51邻近于翼型1的基部15和顶部17中的一个或另一个。
根据本发明的实施例(未示出)，第二后部分52和第三后部分53彼此相同、特别是在肋72、73的长度和数量方面。

Claims (11)

1.一种涡轮翼型(1)，包括：
-前缘(3)，
-后缘(5)，
-外部表面，包括从所述前缘(3)朝向所述后缘(5)延伸的抽吸侧(7)，和从所述前缘(3)朝向所述后缘(5)延伸且在所述翼型(1)上与所述抽吸侧(7)相反地定位的压力侧(9)，
-至少一个内部空腔(11A-11D)，用于形成冷却回路，所述冷却回路包括在所述抽吸侧(7)与所述压力侧(9)之间的、用于促进所述后缘(5)的冷却的冷却槽(61，62，63)，
其中所述翼型包括：沿着所述后缘(5)的第一后部分(51)，在所述第一后部分处所述抽吸侧(7)和所述压力侧(9)两者都从所述前缘(3)延伸直到所述后缘(5)以便在所述后缘(5)处形成所述第一冷却槽(61)；和至少一个第二后部分(52，53)，在所述第二后部分处所述抽吸侧(7)从所述前缘(3)延伸直到所述后缘(5)并且所述压力侧(9)从所述前缘(3)延伸直到削减缘(4)，以便在所述削减缘(4)处设置至少一个第二冷却槽(62，63)，其中所述削减缘(4)距所述后缘(5)一距离。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型(1)，其中所述前缘和后缘(3，5)从所述翼型(1)的基部(15)延伸至顶部(17)，所述第二后部分(52，53)邻近于所述涡轮翼型(1)的所述基部(15)或顶部(17)中的一个。
3.根据权利要求1所述的涡轮翼型(1)，其中所述前缘和后缘(3，5)从所述翼型(1)的基部(15)延伸至顶部(17)，所述第一后部分(51)邻近于所述涡轮翼型(1)的所述基部(15)或顶部(17)中的一个。
4.根据权利要求1所述的涡轮翼型(1)，其中所述翼型(1)进一步包括：至少一个第三后部分(53)，在所述第三后部分处所述抽吸侧(7)从所述前缘(3)延伸直到所述后缘(5)并且所述压力侧从所述前缘(3)延伸直到所述削减缘(4)，所述第一后部分(51)介于所述第二后部分和第三后部分(52，53)之间。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼型(1)，其中所述第一后部分(51)沿着所述后缘(5)的长度在所述后缘(5)的总长度的10％与50％之间。
6.根据权利要求1所述的涡轮翼型(1)，其中所述第二部分(52，53)包括从所述削减缘(4)延伸至所述后缘(5)的至少一个肋(72，73)。
7.根据权利要求6所述的涡轮翼型(1)，其中所述第二部分(53)和/或第三部分(53)包括多个肋(72，73)以便在所述削减缘(4)处限定出多个冷却槽(62，63)，所述多个冷却槽具有沿着所述削减缘(4)的完全相同的长度。
8.一种燃气涡轮发动机(10)，包括多个根据前述权利要求之一所述的翼型(1)。
9.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述翼型(1)是所述燃气涡轮的多个翼片。
10.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机(10)，其中所述翼型是所述燃气涡轮的多个叶片。
11.根据权利要求8所述的燃气涡轮发动机(10)，其中在所述翼型(1)中的至少一个翼型中所述第一后部分(51)的长度和/或所述第二后部分(52，53)的长度与在所述翼型(1)中的至少另一个翼型中的相应长度不同，所述翼型中的一个翼型和另一个翼型沿着所述燃气涡轮发动机(10)的轴线(X)隔开一距离。
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