CN107208488A - 具有集成的翼型件和平台冷却的涡轮机翼型件冷却系统 - Google Patents

具有集成的翼型件和平台冷却的涡轮机翼型件冷却系统 Download PDF

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CN107208488A CN201580074782.6A CN201580074782A CN107208488A CN 107208488 A CN107208488 A CN 107208488A CN 201580074782 A CN201580074782 A CN 201580074782A CN 107208488 A CN107208488 A CN 107208488A
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李经邦
安托尼·韦伍德
埃里克·约翰逊
史蒂文·克斯特
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Abstract

公开了一种用于涡轮发动机的涡轮机翼型件(12)的冷却系统(10)，该冷却系统具有一个或更多个中间弦冷却通道(16)，所述一个或更多个中间弦冷却通道延伸穿过翼型件(32)和翼型件(12)的平台(18)，以在冷却翼型件(32)的同时给平台(18)提供充分的冷却。中间弦冷却通道(16)可以由翼型部分(20)和平台部分(22)形成，翼型部分在翼型件(32)内大致沿翼展方向延伸，平台部分延伸到翼型件(12)的平台(18)中并且具有比翼型部分(20)的横截面面积大的横截面面积。中间弦冷却通道(16)还可以延伸到翼型件(12)的平台(18)中并横向地延伸到翼型件(32)的由翼型件(32)的前缘(24)、后缘(26)、压力侧(28)和吸力侧(30)限定的轮廓(60)之外的一定距离处。因此，中间弦冷却通道(16)横向地延伸到平台(18)中以给平台(18)提供充分的冷却。

Description

具有集成的翼型件和平台冷却的涡轮机翼型件冷却系统
关于联邦资助研究的声明
本发明的研发部分地得到美国能源部的合同No.DE-FC26-05NT42644的支持。因此，美国政府对本发明会享有一定的权利。
技术领域
本发明总体上涉及涡轮机翼型件，并且更具体地涉及中空涡轮机翼型件中的冷却系统。
背景技术
通常，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机、用于将压缩的空气与燃料混合并且点燃混合物的燃烧器以及用于产生动力的涡轮叶片组件。燃烧器通常在可能超过2500华氏度的高温下运行。典型的涡轮机燃烧器构型将涡轮叶片组件暴露于这些高温。因此，涡轮叶片必须由能够耐受这样的高温的材料制成。此外，涡轮叶片通常包含用于延长叶片寿命并减小由于温度过高而导致的故障的可能性的冷却系统。
通常，涡轮叶片由在一个端部处具有平台的根部部分和形成叶片的长形部分形成，其中，叶片从联接至根部部分的平台向外延伸。叶片通常由前缘、后缘和与根部部段相反的梢部组成。大多数涡轮叶片的内部结构通常包含形成冷却系统的错综复杂的冷却通道迷宫。叶片中的冷却通道从涡轮发动机的压缩机接受空气并且使空气通过叶片。冷却通道通常包括多个流动路径，所述多个流动路径设计成将涡轮叶片的所有结构保持在相对均匀的温度。然而，边界层处的离心力和空气流通常不能使涡轮叶片的某些区域被充分冷却，这导致局部热点的形成。局部热点根据它们的位置可以缩短涡轮叶片的使用寿命，并且可能将涡轮叶片损坏到需要更换叶片的程度。
叶片平台通常包括从平台下方的腔引出冷却空气的冷却通路。这些冷却通路通常相互连接以提供冷却覆盖。然而，前转子冷却腔可能经受热气体的进入，这导致了叶片平台下方的更温热的空气并且不利地影响了平台冷却。因此，需要一种克服这些缺点的具有改进的冷却系统的涡轮叶片。
发明内容
公开了一种用于涡轮发动机的涡轮机翼型件的冷却系统，该冷却系统具有一个或更多个中间弦冷却通道，所述一个或更多个中间弦冷却通道延伸穿过翼型件和翼型件的平台，以在冷却翼型件的同时给平台提供充分的冷却。中间弦冷却通道可以由翼型部分和平台部分形成，翼型部分在翼型件内大致沿翼展方向延伸，平台部分延伸到翼型件的平台中并且具有比翼型部分的横截面面积大的横截面面积。中间弦冷却通道还可以延伸到翼型件的平台中并横向地延伸到翼型件的由翼型件的前缘、后缘、压力侧和吸力侧限定的轮廓之外的一定距离处。因此，中间弦冷却通道横向地延伸到平台中以给平台提供充分的冷却。
在至少一个实施方式中，涡轮机翼型件可以包括大致长形的中空翼型件、位于第一端部处的梢部部段、根部，其中，大致长形的中空翼型件具有前缘、后缘、压力侧、吸力侧，根部在与第一端部大体相反的端部处联接至翼型件以用于支承翼型件并将翼型件联接至盘。涡轮机翼型件还可以包括平台和冷却系统，平台位于根部与大致长形的中空翼型件之间的相交部处且大致垂直于大致长形的中空翼型件的纵向轴线延伸，冷却系统由长形的中空翼型件中的至少一个腔形成。冷却系统可以包括一个或更多个中间弦冷却通道，所述一个或更多个中间弦冷却通道具有在翼型件内大致沿翼展方向延伸的至少一个翼型部分，并且所述一个或更多个中间弦冷却通道具有延伸到翼型件的平台中且具有比所述至少一个翼型部分的横截面面积大的横截面面积的一个或更多个平台部分，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。中间弦冷却通道可以由蛇形冷却通道形成，蛇形冷却通道由一个或更多个第一外腿状部和经由第一弯部联接至第一外腿状部的一个或更多个第二内腿状部形成。第一外腿状部可以包括在翼型件内大致沿翼展方向延伸的一个或更多个翼型部分，并且第一外腿状部具有延伸到翼型件的平台中且具有比第一外腿状部的至少一个翼型部分的横截面面积大的横截面面积的一个或更多个平台部分，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。
平台部分可以延伸到翼型件的平台中并横向地延伸到翼型件的由翼型件的前缘、后缘、压力侧和吸力侧限定的轮廓之外的一定距离处。蛇形冷却通道可以由经由第二弯部联接至第二内腿状部的一个或更多个第三外腿状部形成。第二弯部可以延伸到翼型件的平台中并且具有比翼型件内的第二内腿状部的横截面面积大的横截面面积，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。第二弯部可以延伸到翼型件的平台中并横向地延伸到翼型件的由翼型件的前缘、后缘、压力侧和吸力侧限定的轮廓之外的一定距离处。蛇形冷却通道可以由经由第三弯部联接至第三外腿状部的一个或更多个第四内腿状部形成。一个或更多个第五外腿状部可以经由第四弯部联接至第四内腿状部。第四弯部可以延伸到翼型件的平台中并且具有比翼型件内的第四内腿状部的横截面面积大的横截面面积，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。第四弯部可以延伸到翼型件的平台中并横向地延伸到翼型件的由翼型件的前缘、后缘、压力侧和吸力侧限定的轮廓之外的一定距离处。第四弯部可以延伸到翼型件的平台中并横向地延伸到翼型件的在压力侧的轮廓之外的一定距离处，并且横向地延伸到翼型件的在翼型件的吸力侧的轮廓之外的一定距离处。
多个薄膜冷却孔可以从平台中的后缘冷却通道向平台的径向外表面延伸。所述多个薄膜冷却孔可以包括从后缘冷却通道的位于翼型件的在压力侧的轮廓外侧的部分延伸的至少一个薄膜冷却孔，以及从后缘冷却通道的位于翼型件的在吸力侧的轮廓外侧的部分延伸的至少一个薄膜冷却孔。
在使用期间，冷却流体可以从冷却流体供应部通过根部被接受到冷却系统中。冷却系统通过先前描述的蛇形冷却通道将平台和翼型件冷却集成。翼型件内部的冷却流体的流动循环也循环进入平台以形成有效的冷却系统而不给平台增加额外的空气。后冷却回路可以首先从根部接受冷却流体并且在冷却流体进入第一外腿状部之前冷却平台。冷却流体流动通过第一弯部进入第二内腿状部、进入第二弯部和第三外腿状部、进入第三弯部和第四内腿状部、以及进入第四弯部和第五外腿状部。第五外腿状部将冷却流体排放到后缘冷却通道中。冷却流体可以通过构造成加强后缘冷却的之字形特征。在后缘冷却通道的内端部处，冷却系统延伸到平台的压力侧和吸力侧中以加强冷却。冷却流体也进入薄膜冷却孔以进一步加强冷却。
下面更详细地描述这些及其他实施方式。
附图说明
包含在说明书中并构成说明书的一部分的附图示出了当前公开的发明的实施方式，并且与描述内容一起公开了本发明的原理。
图1是具有冷却系统的涡轮机翼型件的吸力侧的立体图。
图2是图1的具有冷却系统的涡轮机翼型件的压力侧的立体图。
图3是图1所示的涡轮机翼型件的沿着线3-3截取的圆角截面图。
图4是图3所示的涡轮机翼型件的平台的沿着线4-4截取的截面图。
图5是图3所示的涡轮机翼型件的沿着线5-5截取的截面图。
图6是图3所示的涡轮机翼型件的立体图，其中，示出了冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图7是图6所示的涡轮机翼型件的冷却系统的详细视图。
图8是图3所示的涡轮机翼型件的侧视图，其中，示出了冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图9是图8所示的涡轮机翼型件的平台中的冷却系统的详细视图。
图10是图3所示的涡轮机翼型件的压力侧的视图，其中，示出了冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图11是图3所示的涡轮机翼型件的前视后部视图，其中，示出了冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图12是图3所示的涡轮机翼型件的吸力侧的视图，其中，示出了冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图13是图3所示的涡轮机翼型件的后视后部视图，其中，示出了冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图14是图10所示的涡轮机翼型件的冷却系统的压力侧的视图。
图15是图11所示的涡轮机翼型件的冷却系统的前视后部视图。
图16是图12所示的涡轮机翼型件的冷却系统的吸力侧的视图。
图17是图13所示的涡轮机翼型件的冷却系统的后视后部视图。
图18是图3所示的涡轮机翼型件的立体图，其中，示出了具有薄膜冷却孔的冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图19是图18所示的具有薄膜冷却孔的冷却系统的详细视图。
图20是图3所示的涡轮机翼型件的侧视图，其中，示出了具有薄膜冷却孔的冷却系统并且以虚构线示出了翼型件。
图21是图20所示的涡轮机翼型件的平台中的冷却系统薄膜冷却孔的详细视图。
具体实施方式
如图1至图21所示，公开了一种用于涡轮发动机的涡轮机翼型件12的冷却系统10，该冷却系统10具有一个或更多个中间弦冷却通道16，所述一个或更多个中间弦冷却通道16延伸穿过翼型件12和翼型件12的平台18，以在冷却翼型件12的同时给平台18提供充分的冷却。如图3所示，中间弦冷却通道16可以由翼型部分20和平台部分22形成，该翼型部分20在翼型件12内大致沿翼展方向延伸，该平台部分22延伸到翼型件12的平台18中并且具有比翼型部分20的横截面面积大的横截面面积。中间弦冷却通道16还可以延伸到翼型件12的平台18中并横向地延伸到翼型件12的由翼型件12的前缘24、后缘26、压力侧28和吸力侧30限定的轮廓60之外的一定距离处。因此，中间弦冷却通道16可以横向地延伸到平台18中以给平台18提供充分的冷却。
在至少一个实施方式中，涡轮机翼型件12可以由大致长形的中空翼型件32、位于第一端部36处的梢部部段34、根部38形成，其中，中空翼型件32具有前缘24、后缘26、压力侧28、吸力侧30，根部38在与第一端部36大体相反的端部40处联接至翼型件12以用于支承翼型件12并将翼型件12联接至盘。翼型件12可以包括平台18和冷却系统10，平台18位于根部38与大致长形的中空翼型件32之间的相交部42处且大致垂直于大致长形的中空翼型件32的纵向轴线44延伸，冷却系统10由长形的中空翼型件32中的至少一个腔46形成。冷却系统10可以包括后冷却回路78，后冷却回路78可以包括一个或更多个中间弦冷却通道16，所述一个或更多个中间弦冷却通道16具有在翼型件12内大致沿翼展方向延伸的至少一个翼型部分20，并且所述一个或更多个中间弦冷却通道16具有延伸到翼型件12的平台18中且具有比翼型部分20的横截面面积大的横截面面积的至少一个平台部分22，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。中间弦冷却通道16可以由蛇形冷却通道54形成，蛇形冷却通道54由一个或更多个第一外腿状部48和经由第一弯部52联接至第一外腿状部48的一个或更多个第二内腿状部50形成。第一外腿状部48可以包括在翼型件12内大致沿翼展方向延伸的一个或更多个翼型部分20，并且第一外腿状部48具有延伸到翼型件12的平台18中且具有比第一外腿状部48的翼型部分20的横截面面积大的横截面面积的至少一个平台部分22，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。平台部分22可以延伸到翼型件12的平台18中并横向地延伸到翼型件12的由翼型件12的前缘24、后缘26、压力侧28和吸力侧30限定的轮廓60之外的一定距离处。
蛇形冷却通道54可以由经由第二弯部58联接至第二内腿状部50的一个或更多个第三外腿状部56形成。第二弯部58可以延伸到翼型件12的平台18中并且具有比翼型件12内的第二内腿状部50的横截面面积大的横截面面积，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。第二弯部58可以延伸到翼型件12的平台18中并横向地延伸到翼型件12的由翼型件12的前缘24、后缘26、压力侧28和吸力侧30限定的轮廓60之外的一定距离处。蛇形冷却通道54可以由经由第三弯部64联接至第三外腿状部56的一个或更多个第四内腿状部62形成。蛇形冷却通道54可以由经由第四弯部68联接至第四内腿状部62的一个或更多个第五外腿状部66形成。第四弯部68可以延伸到翼型件12的平台18中并且具有比翼型件12内的第四内腿状部62的横截面面积大的横截面面积，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。第四弯部68可以延伸到翼型件12的平台18中并横向地延伸到翼型件12的由翼型件12的前缘24、后缘26、压力侧28和吸力侧30限定的轮廓60之外的一定距离处。第四弯部68可以延伸到翼型件12的平台18中并横向地延伸到翼型件12的在压力侧28的轮廓60之外的一定距离处，并且横向地延伸到翼型件12的在翼型件12的吸力侧30的轮廓60之外的一定距离处。
冷却系统10还可以包括后缘冷却通道80。冷却流体可以通过构造成加强后缘冷却的之字形特征。后缘冷却通道80可以延伸到翼型件12的平台18中并横向地延伸到翼型件12的由翼型件12的前缘24、后缘26、压力侧28和吸力侧30限定的轮廓60之外的一定距离处。后缘冷却通道80可以延伸到翼型件12的平台18中并横向地延伸到翼型件12的在压力侧28的轮廓60之外的一定距离处，并且可以横向地延伸到翼型件12的在翼型件12的吸力侧30的轮廓60之外的一定距离处。
冷却系统10还可以包括多个薄膜冷却孔70，所述多个薄膜冷却孔70从平台18中的后缘冷却通道80向平台18的径向外表面70延伸。所述多个薄膜冷却孔70可以包括从后缘冷却通道80的位于翼型件12的在压力侧28的轮廓60外侧的部分延伸的一个或更多个薄膜冷却孔70，以及从后缘冷却通道80的位于翼型件12的在吸力侧30的轮廓60外侧的部分延伸的一个或更多个薄膜冷却孔70。冷却系统10还可以包括从平台18中的冷却通道、比如中间弦冷却通道16或第四弯部68向平台18的在压力侧28上的径向外表面70延伸的一个或多个薄膜冷却孔70。
如图5所示，冷却系统12还可以包括前冷却回路72。前冷却回路72可以包括与叶片梢部轴向冷却通道76结合的具有螺旋流的前缘冲击通道74，如图3所示。
在使用期间，冷却流体可以从冷却流体供应部通过根部38被接受到冷却系统10中。冷却系统10通过先前描述的蛇形冷却通道54将平台和翼型件冷却集成。翼型件12内部的冷却流体的流动循环也循环进入平台18以形成有效的冷却系统12而不给平台18增加额外的空气。后冷却回路78可以首先从根部38接受冷却流体并且在冷却流体进入第一外腿状部48之前冷却平台18。冷却流体流动通过第一弯部52进入第二内腿状部50、进入第二弯部58和第三外腿状部56、进入第三弯部64和第四内腿状部62、以及进入第四弯部68和第五外腿状部66。第五外腿状部66将冷却流体排放到后缘冷却通道80中。冷却流体可以通过构造成加强后缘冷却的之字形特征。在后缘冷却通道80的内端部处，冷却系统12延伸到平台18的压力侧28和吸力侧30中以加强冷却。冷却流体也进入薄膜冷却孔70以进一步加强冷却。
提供前述内容旨在说明、解释和描述本发明的实施方式。对本领域技术人员来说，在不脱离本发明的范围或精神的情况下对这些实施方式进行各种修改和改变是显而易见的。

Claims (11)

1.一种涡轮机翼型件(12)，其特征在于：
大致长形的中空翼型件(32)、梢部部段(34)、根部(38)、平台(18)和冷却系统(10)，其中，所述大致长形的中空翼型件(32)具有前缘(24)、后缘(26)、压力侧(28)、吸力侧(30)，所述梢部部段(34)位于第一端部(36)处，所述根部(38)在与所述第一端部(36)大体相反的端部(40)处联接至所述翼型件(32)以用于支承所述翼型件(32)并将所述翼型件(32)联接至盘，所述平台(18)位于所述根部(38)与所述大致长形的中空翼型件(32)之间的相交部(42)处并且大致垂直于所述大致长形的中空翼型件(32)的纵向轴线(44)延伸，所述冷却系统(10)由所述长形的中空翼型件(32)中的至少一个腔(46)形成，所述冷却系统(10)包括：
至少一个中间弦冷却通道(16)，所述至少一个中间弦冷却通道(16)具有在所述翼型件(32)内大致沿翼展方向延伸的至少一个翼型部分(20)，并且所述至少一个中间弦冷却通道(16)具有延伸到所述翼型件(32)的所述平台(18)中且具有比所述至少一个翼型部分(20)的横截面面积大的横截面面积的至少一个平台部分(22)，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。
2.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述至少一个中间弦冷却通道(16)由蛇形冷却通道(54)形成，其中，所述蛇形冷却通道(54)由至少一个第一外腿状部(48)和经由第一弯部(52)联接至所述至少一个第一外腿状部(48)的至少一个第二内腿状部(50)形成。
3.根据权利要求2所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述第一外腿状部(48)包括在所述翼型件(32)内大致沿翼展方向延伸的至少一个翼型部分(20)，并且所述第一外腿状部(48)具有延伸到所述翼型件(32)的所述平台(18)中且具有比所述第一外腿状部(48)的所述至少一个翼型部分(20)的横截面面积大的横截面面积的至少一个平台部分(22)，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。
4.根据权利要求2所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述至少一个平台部分(22)延伸到所述翼型件(32)的所述平台(18)中并横向地延伸到所述翼型件(32)的由所述翼型件(32)的所述前缘(24)、所述后缘(26)、所述压力侧(28)和所述吸力侧(30)限定的轮廓(60)之外的一定距离处。
5.根据权利要求2所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述蛇形冷却通道(54)由至少一个第三外腿状部(56)形成，所述至少一个第三外腿状部(56)经由第二弯部(58)联接至所述至少一个第二内腿状部(50)，其中，所述第二弯部(58)延伸到所述翼型件(12)的所述平台(18)中并且具有比所述翼型件(32)内的所述至少一个第二内腿状部(50)的横截面面积大的横截面面积，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。
6.根据权利要求5所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述至少一个第二弯部(58)延伸到所述翼型件(12)的所述平台(18)中并横向地延伸到所述翼型件(32)的由所述翼型件(32)的所述前缘(24)、所述后缘(26)、所述压力侧(28)和所述吸力侧(30)限定的轮廓(60)之外的一定距离处。
7.根据权利要求5所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述蛇形冷却通道(54)由至少一个第四内腿状部(62)形成，所述至少一个第四内腿状部(62)经由第三弯部(64)联接至所述至少一个第三外腿状部(56)，并且其中，至少一个第五外腿状部(66)经由第四弯部(68)联接至所述至少一个第四内腿状部(62)，其中，所述第四弯部(68)延伸到所述翼型件(12)的所述平台(18)中并且具有比所述翼型件(32)内的所述至少一个第四内腿状部(62)的横截面面积大的横截面面积，其中，横截面面积是以彼此平行的方式截取的。
8.根据权利要求7所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述至少一个第四弯部(68)延伸到所述翼型件(12)的所述平台(18)中并横向地延伸到所述翼型件(32)的由所述翼型件(32)的所述前缘(24)、所述后缘(26)、所述压力侧(28)和所述吸力侧(30)限定的轮廓(60)之外的一定距离处。
9.根据权利要求8所述的涡轮机翼型件(12)，其特征在于，所述至少一个第四弯部(68)延伸到所述翼型件(12)的所述平台(18)中并横向地延伸到所述翼型件(32)的在所述压力侧(28)的轮廓(60)之外的一定距离处，并且横向地延伸到所述翼型件(32)的在所述翼型件(32)的所述吸力侧(30)的轮廓(60)之外的一定距离处。
10.根据权利要求9所述的涡轮机翼型件(12)，其特征还在于，多个薄膜冷却孔(70)从所述平台(18)中的后缘冷却通道(80)向所述平台(18)的径向外表面延伸。
11.根据权利要求10所述的涡轮叶片(12)，其特征在于，所述多个薄膜冷却孔(70)包括从所述后缘冷却通道(80)的位于所述翼型件(32)的在所述压力侧(28)的所述轮廓(60)外侧的部分延伸的至少一个薄膜冷却孔(70)，以及从所述后缘冷却通道(80)的位于所述翼型件(32)的在所述吸力侧(30)的所述轮廓(60)外侧的部分延伸的至少一个薄膜冷却孔(70)。
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