CN107304683B - 具有可变槽分离的翼型件 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于燃气涡轮转子叶片的翼型件。所述翼型件包括压力侧壁以及在前缘部分和后缘部分处与所述压力侧壁连接的吸入侧壁。所述压力侧壁和所述吸入侧壁共同限定所述翼型件内的内腔。多个销设置在所述内腔内。所述后缘部分限定第一冷却通道和第二冷却通道，所述第一冷却通道具有与第一出口隔开第一长度的第一入口，所述第二冷却通道包括与第二出口隔开第二长度的第二入口。所述第一长度大于所述第二长度。

Description

具有可变槽分离的翼型件
技术领域
本发明大体上涉及一种用于燃气涡轮发动机的转子叶片。更确切地说，本发明涉及一种用于燃气涡轮发动机转子叶片的翼型件。
背景技术
燃气涡轮发动机大体上包括压缩机部分、燃烧部分、涡轮部分和排气部分。压缩机部分逐渐增加进入燃气涡轮发动机的工作流体的压力，并将该压缩的工作流体供应到燃烧部分。压缩的工作流体和燃料(例如，天然气)在燃烧部分内混合并在燃烧室中燃烧，以产生高压高温燃烧气体。燃烧气体从燃烧部分流入涡轮部分中，在所述涡轮部分中，所述燃烧气体膨胀以产生功。例如，涡轮部分中的燃烧气体的膨胀可旋转连接到，例如发电机的轴以发电。燃烧气体然后经由排气部分离开燃气涡轮机。
涡轮部分包括多个涡轮转子叶片，所述多个涡轮转子叶片从流过其中的燃烧气体中提取动能。每个涡轮转子叶片包括在前缘和后缘处连接在一起的压力侧壁和吸入侧壁。当受到涡轮部分中的不稳定燃烧气体压力或其它瞬态条件激励时，压力侧壁和吸入侧壁各自呈现振动响应运动(例如，对于特定固有频率)。在某些情况下，涡轮转子叶片可以具有足够刚性，以连接压力侧壁和吸入侧壁的振动响应。这样可增加叶片的固有频率并且可与不稳定气体压力的激励频率一致。在这种情况下，压力侧壁和吸入侧壁可彼此同相地振动，而这可能是不合需要的。
发明内容
本发明的方面和优势将在下文的描述中加以阐明，或者可从说明中明显地看出，或通过实施本发明来知悉。
在一个方面中，本发明涉及一种用于燃气涡轮转子叶片的翼型件。所述翼型件包括压力侧壁以及在前缘及后缘处与压力侧壁连接的吸入侧壁。压力侧壁和吸入侧壁共同限定翼型件内的内腔。多个销设置在内腔内。后缘限定第一冷却通道和第二冷却通道，所述第一冷却通道具有与第一出口隔开第一长度的第一入口，所述第二冷却通道包括与第二出口隔开第二长度的第二入口。第一长度大于第二长度。
基于上述一个方面的用于燃气涡轮转子叶片的翼型件，本发明还提供以下技术方案：
技术方案1：根据上述一个方面的翼型件，所述第一冷却通道的第一直径小于所述第二冷却通道的第二直径。
技术方案2：根据上述一个方面的翼型件，所述第一冷却通道的所述第一入口与所述第二冷却通道的所述第二入口沿弧线隔开。
技术方案3：根据技术方案2的翼型件，所述第二冷却通道的所述第二入口定位在所述第一冷却通道的所述第一入口与所述第一冷却通道的所述第一出口之间。
技术方案4：根据上述一个方面的翼型件，所述后缘部分限定第三冷却通道，所述第三冷却通道包括与第三出口隔开的第三入口，并且其中，所述第三冷却通道的第三直径小于所述第二直径并且大于所述第一直径。
技术方案5：根据技术方案4的翼型件，所述第一冷却通道包括多个第一冷却通道，所述第二冷却通道包括多个第二冷却通道，并且所述第三冷却通道包括多个第三冷却通道。
技术方案6：根据技术方案4的翼型件，所述第一冷却通道定位在所述第三冷却通道的径向外部，并且其中，所述第三冷却通道定位在所述第二冷却通道的径向外部。
技术方案7：根据技术方案6的翼型件，第一半径从所述第一冷却通道的所述第一入口延伸到所述第三冷却通道的所述第三入口，并且第二半径从所述第三冷却通道的所述第三入口延伸到所述第二冷却通道的所述第二入口，并且其中，所述第二半径与所述第一半径沿弧线隔开。
技术方案8：根据上述一个方面的翼型件，所述多个销包括：
所述多个销的第一子集，所述多个销的所述第一子集从所述压力侧壁的内表面延伸到所述吸入侧壁的内表面；以及
所述多个销的第二子集，所述多个销的所述第二子集从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述内腔内与所述压力侧壁的所述内表面和所述吸入侧壁的所述内表面隔开的位置处。
技术方案9：根据技术方案8的翼型件，所述多个销的所述第二子集中的至少一个销从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述翼型件的弧线上的位置处。
技术方案10：根据技术方案8的翼型件，所述多个销的所述第二子集的第一部分连接到所述压力侧壁的所述内表面，且所述多个销的所述第二子集的第二部分连接到所述吸入侧壁的所述内表面。
技术方案11：根据技术方案10的翼型件，所述多个销的所述第二子集的所述第一部分包括第一销，且所述多个销的所述第二子集的所述第二部分包括第二销，并且其中，所述第一销与第二销同轴。
本发明的另一方面涉及一种燃气涡轮发动机，所述燃气涡轮发动机包括压缩机部分、燃烧部分和涡轮部分。所述涡轮部分包括一个或多个转子叶片。每个转子叶片包括具有径向内表面和径向外表面的平台。连接部分从平台的径向内表面径向向内延伸。翼型件从平台的径向外表面径向向外延伸到翼型件尖端。翼型件包括压力侧壁以及在前缘及后缘处与压力侧壁连接的吸入侧壁。压力侧壁和吸入侧壁共同限定翼型件内的内腔。多个销设置在内腔内。后缘限定第一冷却通道和第二冷却通道，所述第一冷却通道具有与第一出口隔开第一长度的第一入口，所述第二冷却通道具有与第二出口隔开第二长度的第二入口。所述第一长度大于所述第二长度。
基于上述另一方面的燃气涡轮发动机，本发明还提供以下技术方案：
技术方案12：根据上述另一方面的燃气涡轮发动机，所述第一冷却通道的第一直径小于所述第二冷却通道的第二直径。
技术方案13：根据上述另一方面的燃气涡轮发动机，所述后缘限定第三冷却通道，所述第三冷却通道包括与第三出口隔开的第三入口，并且其中，所述第三冷却通道的第三直径小于所述第二直径并且大于所述第一直径。
技术方案14：根据技术方案13的燃气涡轮发动机，所述第一冷却通道定位在所述第三冷却通道的径向外部，并且所述第三冷却通道定位在所述第二冷却通道的径向外部，并且其中，第一半径从所述第一冷却通道的所述第一入口延伸到所述第三冷却通道的所述第三入口，并且第二半径从所述第三冷却通道的所述第三入口延伸到所述第二冷却通道的所述第二入口。
技术方案15：根据技术方案14的燃气涡轮发动机，所述第二半径与所述第一半径沿弧线隔开。
技术方案16：根据上述另一方面的燃气涡轮发动机，所述多个销包括：
所述多个销的第一子集，所述多个销的所述第一子集从所述压力侧壁的内表面延伸到所述吸入侧壁的内表面；以及
所述多个销的第二子集，所述多个销的所述第二子集从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述内腔内与所述压力侧壁的所述内表面和所述吸入侧壁的所述内表面隔开的位置处。
技术方案17：根据技术方案16的燃气涡轮发动机，所述多个销的所述第二子集中的至少一个销从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述翼型件的弧线上的位置处。
技术方案18：根据技术方案16的燃气涡轮发动机，所述多个销的所述第二子集的第一部分连接到所述压力侧壁的所述内表面，并且所述多个销的所述第二子集的第二部分连接到所述吸入侧壁的所述内表面。
参考以下具体说明和所附权利要求书可以更深入地了解本发明的这些以及其他特点、方面和优点。附图并入本说明书并构成本说明书的一部分，所述附图图示了本发明的各实施例，并与说明书一起解释本发明的原理。
附图说明
本说明书参考附图，针对所属领域一般技术人员，完整且可实现地详细公开了本发明，包含其最佳模式，其中：
图1为根据本说明书所公开的实施例的示例性燃气涡轮机的示意图；
图2为根据本说明书所公开的实施例的可包括在图1中的燃气涡轮机中的示例性转子叶片的透视图；
图3为图2中所示的转子叶片的替代透视图，其中进一步示出了所述转子叶片的多个特征；
图4为大体上围绕图2中的线4-4截取的图2和图3中所示的转子叶片的截面图，其中示出了由转子叶片限定的多个内腔；
图5为图2到图4中所示的转子叶片的一部分的透视图，其中示出了多个销，所述多个销包括定位在多个内腔中一个内腔内的销的第一子集和销的第二子集；
图6为图5中所示销的第二子集的实施例的示意图，其中示出了这些销的相对定位；
图7为图2到图5中所示的转子叶片的一部分的截面图，其中示出了限定在其后缘中的多个冷却通道；以及
图8为图2到图5中所示的转子叶片的截面图，其中示出了多个销和多个冷却通道的一个实施例。
在本说明书和附图中重复使用附图标记旨在表示本发明的相同或类似的特征或元件。
具体实施方式
现在将详细阐述本发明的各实施例，附图中将示出本发明的一个或多个示例。具体实施方式部分使用数字和字母标识来指代附图中的特征。附图和说明书中相同或类似的标识用于指代本发明的相同或类似的部分。本说明书中所用的术语“第一”、“第二”以及“第三”可互换使用以区分不同部件，并且这些术语并不旨在表示各个部件的位置或重要性。术语“上游”和“下游”是指相对于流体通路中的流体流动的相对方向。例如，“上游”是指流体流自方向，以及“下游”是指流体流向方向。
每个示例以解释本发明而非限制本发明的方式提供。事实上，所属领域的技术人员将显而易见地了解，可以在不脱离本发明的范围或精神的情况下对本发明做出各种修改和变化。例如，作为一个实施例的一部分进行说明或描述的特征可用在其他实施例中，从而得到另一个实施例。因此，本发明旨在涵盖在所附权利要求书及其等效物的范围内的此类修改和变化。虽然在本说明书中示出和描述了工业或陆基燃气涡轮机，但是除非在权利要求中另有规定，否则本说明书中所示出和描述的本发明不限于陆基和/或工业燃气涡轮机。例如，本说明书中所描述的本发明可用于任何类型的涡轮机中，包括但不限于蒸汽涡轮机或船用燃气涡轮机。
现在参考附图，其中，在所有附图中，相同数字表示相同的元件。图1示意性地示出燃气涡轮机系统10。应了解，本发明的涡轮机系统10无需是燃气涡轮机系统10，而可以是任何合适的涡轮机系统，例如蒸汽涡轮机系统或其他合适的系统。燃气涡轮机系统10可包括入口部分12、压缩机部分14、燃烧部分16、涡轮部分18和排气部分20。压缩机部分12和涡轮部分18可通过轴22连接。轴22可以是连接在一起以形成轴22的单个轴或多个轴段。
涡轮部分18可大体上包括具有多个转子盘26(示出其中一个)的转子轴24以及从转子盘26径向向外延伸并与其互连的多个转子叶片28。每个转子盘26又可连接到延伸穿过涡轮部分18的转子轴24的一部分。涡轮部分18进一步包括外壳30，所述外壳周向地围绕转子轴24和转子叶片28，从而至少部分地限定穿过涡轮部分18的热气通道32。
在操作期间，诸如空气等工作流体流过入口部分12并进入压缩机部分14中，在所述压缩机部分中，空气逐渐压缩以向燃烧部分16中的燃烧器(未示出)提供加压空气。加压空气与燃料混合并在每个燃烧室内燃烧以产生燃烧气体34。燃烧气体34经由热气通道32从燃烧器部分16流入涡轮部分18中，其中，能量(动能和/或热能)从燃烧气体34传递到转子叶片28，从而使转子轴24旋转。然后，机械旋转能量可用于为压缩机部分14供能和/或发电。离开涡轮部分18的燃烧气体34然后可经由排气部分20从燃气涡轮机10排出。
图2到图3为示例性转子叶片100的多个视图，所述示例性转子叶片可包括本说明中所公开的一个或多个实施例，并且可包括在燃气涡轮机10的涡轮部分18中，代替图1中所示的转子叶片28。如图2到图3所示，转子叶片100限定轴向方向90、径向方向92和周向方向94。径向方向92大体上垂直于轴向方向90延伸，并且周向方向94围绕轴向方向90大体上同心地延伸。
如图2中所示，转子叶片100包括从柄部分104径向向内延伸的根部102。根部102可将转子叶片100互连或将转子叶片100固定到转子盘26(图1)。例如，在一些实施例中，根部102可具有楔形榫构型(dovetail configuration)或枞树构型(fir treeconfiguration)。根部102和柄部分104可统称为转子叶片100的连接部分。
参考图2和图3，转子叶片100包括平台106，所述平台大体上用作流过涡轮部分18(图1)的热气通道32的燃烧气体34的径向向内流动边界。更具体地说，平台106包括与径向外表面110径向隔开的径向内表面108。平台106的径向内表面108连接到柄104。因此，柄104从平台106的径向内表面108径向向内延伸。平台106还包括与后缘部分114轴向隔开的前缘部分112。前缘部分112定位在燃烧气体流34中，并且后缘部分114定位在前缘部分112的下游。此外，平台106包括与吸入侧斜面(slash face)118周向隔开的压力侧斜面116。
转子叶片100进一步包括翼型件120，所述翼型件从平台106的径向外表面110径向向外延伸到翼型件尖端122。因此，翼型件尖端112大体上限定转子叶片100的径向最外部分。翼型件120在翼型件根部124(即，翼型件120与平台106之间的交叉点)处连接到平台106。在一些实施例中，翼型件根部124可包含在翼型件120与平台106之间过渡的半径或圆角126。在这方面，翼型件120限定在翼型件根部124与翼型件尖端122之间延伸的翼型件跨度(span)128。翼型件120还包括压力侧壁130和相对的吸入侧壁132。如图4所示，压力侧壁130包括外表面142和内表面144。同样地，吸入侧壁132包括外表面146和内表面148。压力侧壁130和吸入侧壁132在翼型件120的前缘部分134处接合在一起或互连，所述前缘部分定向在燃烧气体流34中。压力侧壁130和吸入侧壁130也在翼型件120的后缘部分136处接合在一起或互连，所述后缘部分在前缘部分134的下游间隔设置。压力侧壁130和吸入侧壁132围绕前缘部分134和后缘部分136连续。压力侧壁130大体上是凹形的，并且吸入侧壁132大体上是凸形的。
出于参考目的，翼型件120限定图4中所示的弧线156。具体地说，弧线156从前缘部分134延伸到后缘部分136。此外，弧线156定位在距压力侧壁130的外表面142和吸入侧壁132的外表面146的等距离处。
如图4所示，压力侧壁130、吸入侧壁132、和/或一个或多个挡板140可共同地限定冷却空气可流过的一个或多个内腔138。具体来说，一个或多个挡板140可在压力侧壁130的内表面144与吸入侧壁132的内表面146之间延伸。在一些实施例中，一个或多个挡板138可布置成使得内腔138形成一个或多个蛇形通道。例如，在如图4所示的实施例中，五个挡板140限定六个内腔138。因此，最靠近前缘部分134的三个内腔138可构成一个蛇形通道，并且最靠近后缘部分136的三个内腔138可构成第二蛇形通道。尽管如此，翼型件120可限定更多个或更少个内腔138，只要存在至少一个内腔138。因此，翼型件120可具有产生必要或期望数量的内腔138所需的任何数量的挡板140。然而，在一些实施例中，翼型件120可不包括任何挡板140。
参见图5，翼型件120包括定位在一个或多个内腔138中的多个销或销组(pinbank)150。多个销150通过增大与冷却空气流接触的表面积的量来增大压力侧壁130和/或吸入侧壁132与流过内腔138的冷却空气之间的传热速率。此外，如下文更详细地讨论，多个销150可选择性地控制翼型件120的振动响应。在图5所示出的实施例中，多个销150定位在最靠近后缘部分136的内腔138中。多个销150可沿着翼型件120的整个跨度128或仅沿其一部分延伸。在一些实施例中，额外的多个销或销组150可定位在一个或多个其它内腔138中。多个销150包括包含销152的第一子集。更具体地说，每个销152从压力侧壁130的内表面144延伸到吸入侧壁132的内表面148。在这方面，销152的第一子集跨越内腔138，从而连接压力侧壁130和吸入侧壁132。虽然图5中所示的实施例包括两个销152，但是根据需要或期望，多个销150可包含更多个或更少个销152。尽管图5中所示的销152具有圆柱形形状，但是销也可具有任何合适的形状(例如，矩形、椭圆形、三角形等)。此外，每个销152可具有相同的直径(例如，如图5中所示)或不同的直径。
多个销150还包括销154的第二子集。更具体地说，每个销154从压力侧壁130的内表面144或吸入侧壁132的内表面148中的一者延伸到内腔138内与吸入侧壁132的内表面148和压力侧壁130的内表面144隔开的位置处。在这方面，并且与销152不同的是，销154不连接压力侧壁130和吸入侧壁132。在图5中所示的实施例中，销154从压力侧壁130的内表面144和吸入侧壁132的内表面148向外延伸。也就是说，销154的第二子集的第一部分158连接到压力侧壁130的内表面144。同样地，销154的第二子集的第二部分160连接到吸入侧壁132的内表面148。然而，在其它实施例中，销154可仅从压力侧壁130的内表面144和吸入侧壁132的内表面148中的一者向外延伸。
图6示出销154的第二子集的一个实施例。在这方面，销154的第二子集包括销154(a)、销154(b)、销154(c)、销154(d)、销154(e)、销154(f)、销154(g)和销154(h)。为清楚起见，在图6中，翼型件120的压力侧壁130和吸入侧壁132是平面的。然而，在大多数实施例中，压力侧壁130和吸入侧壁132通常是弯曲的，例如如图2到图5中所示。
如上所述，销154可从压力侧壁130的内表面144或吸入侧壁132的内表面148延伸到内腔138内与吸入侧壁132的内表面148和压力侧壁130的内表面144隔开的位置处。该位置可在压力侧壁130的内表面144与弧线156之间、在弧线156上，或者在弧线156与吸入侧壁132的内表面148之间。例如，在图6中所示的实施例中，销154(b)、154(d)、154(f)、154(h)从压力侧壁130的内表面144或吸入侧壁132的内表面148延伸到压力侧壁130的内表面144与弧线156之间的位置处。销154(a)、154(c)、154(g)从吸入侧壁132的内表面148延伸到吸入侧壁132的内表面148与弧线156之间的位置处。销154(e)从压力侧壁130的内表面144延伸到弧线156。在替代实施例中，销154的第二子集可包括销154的任何合适的组合，所述销延伸到压力侧壁130的内表面144与弧线156之间、在弧线156上、或者在弧线156与吸入侧壁132的内表面148之间的位置。此外，销154可延伸穿过弧线156或者不延伸到或穿过弧线156。在图6中所示的实施例中，销154(f)延伸穿过弧线156并且销154(a-d)、154(g-h)不穿过弧线156。但是，销154的第二子集可包含延伸穿过弧线156、延伸到弧线156或者不延伸到或穿过弧线156的销154的任何合适组合。
销154的第二子集的第一部分158中的至少一个销154与销154的第二子集的第二部分160中的至少一个销154对准。具体地说，第一部分158中的至少一个销154和第二部分160中的至少一个销154分别包括与压力侧壁130的内表面144或吸入侧壁132的内表面148垂直延伸的同轴轴线。例如，在图6中所示的实施例中，销154(a)与销154(b)同轴，销154(c)与销154(d)同轴，并且销154(g)与销154(h)同轴。在这方面，对准的销154限定它们之间的间隙162(a)。虽然图6仅示出限定在销154(g)与154(h)之间的间隙162(a)，但是所有同轴销154可限定它们之间的间隙162(a)。在某些实施例中，一些销154可不同轴。例如，销154(e)沿着弧线156与销154(f)隔开。在这方面，销154(f)和压力侧壁130限定它们之间的间隙162(b)，并且销154(e)和吸入侧壁132限定它们之间的间隙162(c)。尽管如此，销154的第二子集可包括对准和/或不对准的销154的任何合适组合。
销154(例如，销154(a-h))可具有任何合适的形状或尺寸。例如，销154可是圆柱形、圆锥形、截头圆锥形(frustoconical)、半球形或立方体形。图5和图6示出定位在内腔138中并且与压力侧壁130和吸入侧壁132隔开的销154的端部是平的。但是，销154的这些端可以是圆锥形、半球形或任何其它合适的形状。每个销154可具有相同的直径(例如，如图5和6所示出)或不同的直径。此外，销154可具有与销152相同的尺寸或不同的尺寸。
现在参考图3和图5，翼型件120的后缘部分136限定延伸穿过其中的多个冷却通道164。如图5所示，多个冷却通道164与最靠近后缘部分136的内腔138流体连通。在这方面，多个冷却通道164允许流过内腔138的冷却空气离开翼型件120并流入热气通道32中。如下文更详细地描述，多个冷却通道164中的每一个的长度可经调整以选择性地控制翼型件120的振动响应。如图3中所示，多个冷却通道164优选地沿着翼型件120的整个跨度128延伸。
图7更详细地示出多个通道164的一部分。更具体地说，多个冷却通道164包括第一冷却通道164(a)，所述第一冷却通道具有第一宽度170(a)并从第一入口166(a)延伸到与第一入口166(a)隔开第一长度176(a)的第一出口168(a)。多个冷却通道164还包括第二冷却通道164(b)，所述第二冷却通道具有第二宽度170(b)并从第二入口166(b)延伸到与第二入口166(b)隔开第二长度176(b)的第二出口168(b)。第一长度176(a)大于第二长度176(b)。此外，多个冷却通道164还可包括第三冷却通道164(c)，所述第三冷却通道具有第三宽度170(c)并从第三入口166(c)延伸到第三出口168(c)。例如，在图7中所示的实施例中，第二冷却通道164(b)的第二宽度170(b)大于第三冷却通道164(c)的第三宽度170(c)，并且第三冷却通道164(c)的第三宽度170(c)大于第一冷却通道164(a)的第一宽度170(a)。
第一冷却通道164(a)定位在第三冷却通道164(c)的径向外部，并且第三冷却通道164(c)定位在第二冷却通道164(b)的径向外部。实际上，在图7中所示的实施例中，第二冷却通道164(b)位于最靠近多个冷却通道164中的所有冷却通道的平台106处。在这方面，第一半径172(a)从第一入口166(a)延伸到第三入口166(c)，第二半径172(b)从第三入口166(c)延伸到第二入口166(b)。第一半径172(a)和第二半径172(b)沿弧线156隔开偏置间隙174。在这方面，第一入口166(a)和第三入口166(b)也沿弧线156隔开偏置间隙174。因此，第二冷却通道164(b)的第二入口166(b)沿弧线156定位在第一冷却通道164(a)的第一入口166(a)与第一出口168(a)之间。偏置间隙174可以是第二冷却通道164(b)的第二长度176(b)与第一冷却通道164(a)的第一长度176(a)的比率。在一些实施例中，该比率为0.05和1.0。在具体实施例中，偏置间隙174在燃气涡轮机操作期间减小第二半径172(a)中的应力。在图7中所示的实施例中，所述长度比率可经调节以优选地将组合的机械负载、热负载和振动应力负载分布在所述半径中，以特别最大化翼型件后缘根部区域的耐久性并且增加使用寿命。
如上所述，图7示出一个第一冷却通道164(a)、一个第二冷却通道164(b)和一个第三冷却通道164(c)。尽管如此，后缘部分136可限定多个第一冷却通道164(a)、多个第二冷却通道164(b)、和/或多个第三冷却通道164(c)。一些实施例可不包括第一冷却通道164(a)、第二冷却通道164(b)或第三冷却通道164(c)中的一者或多者。此外，第一冷却通道164(a)、第二冷却通道164(b)或第三冷却通道164(c)可以以任何合适的方式布置。
如上文更详细地讨论，压力侧壁130和吸入侧壁132的刚度对于翼型件120的振动响应尤其重要。在这方面，连接压力侧壁130和吸入侧壁132的销152的第一子集的存在可增加压力侧壁130和吸入侧132的刚度。相反，不连接压力侧壁130和吸入侧壁132的销154的第二子集的存在可减小压力侧壁130和吸入侧壁132的刚度。对于多个冷却通道164，增加从所述冷却通道的入口166到出口168的长度176可增加压力侧壁130和吸入侧壁132的刚度。相反，减小从冷却通道164的入口166到出口168的长度176可减小压力侧壁130和吸入侧壁132的刚度。
在这方面，多个销150和多个冷却通道164可用于调节翼型件120的振动响应。更具体地，翼型件120的振动响应可通过选择性地增加或减小其刚度来调节。增加销152的数量和/或增大冷却通道164的长度可增加翼型件120的刚度。相反，增加销154的数量和减小冷却通道164的长度可减小翼型件120的刚度。选择性地增大和/或减小翼型件120在沿其跨度的各个位置处的刚度可分离压力侧壁130和吸入侧壁132的振动响应。这使得压力侧壁130和吸入侧壁132相对于彼此不同相地振动，从而消除翼型件所经受的一定净模态力(netmodal force)并提供气动阻尼并且减小翼型件120的振动响应。因此，翼型件120经受较少的偏转，从而减少磨损并增加使用寿命。
图8示出翼型件120的一个实施例，所述实施例使用销152、154和多个冷却通道的多个长度来调节如上所述的翼型件的振动响应。如图8所示，翼型件120包括销组150和多个冷却通道164。更具体地说，销150包括销152和销154的布置。尽管如此，销组150也可包括销152和销154的其它设置。此外，多个冷却通道164具有多个不同的长度。例如，径向内部冷却通道164(即，靠近平台106的冷却通道164)的长度小于径向外部冷却通道164(即，靠近翼型件尖端122的冷却通道164)的长度。因此，翼型件120的径向外部的刚度高于其径向内部的刚度。尽管如此，翼型件120的其它实施例可包括销152、154的不同布置和/或冷却通道164的长度，具体取决于翼型件120的特定特性。事实上，根据本发明，调整销152、154的布置和冷却通道164的长度可产生分离压力侧壁130和吸入侧壁132的振动响应的多个实施例。
如图8中所示，冷却通道164的长度减小，并且销152定位在发生最大偏置的位置，以减小振动响应。冷却通道164的长度逐渐向节线区域(nodal line regions)增大。销152也可定位在节线附近。在替代实施例中，冷却通道164的所有长度可减小均匀的量并与销152、154的特定配置连接以减小振动响应。这些实施例更容易制造，但可能具有较低效率的机械和传热设计。
在这方面，翼型件120的压力侧壁130和吸入侧壁132彼此不同相地振动。这可减小翼型件120所经受的净模态力，从而消除来自不稳定压力的一些力并提供了气动阻尼。
本说明书使用了各种示例来公开本发明，包含最佳模式，同时也让所属领域的任何技术人员能够实践本发明，包含制造并使用任何装置或系统并实施所涵盖的任何方法。本发明的可专利性范围由权利要求书界定，并且可包括所属领域的一般技术人员想出的其他示例。如果其他示例所包括的结构要素与权利要求书的书面语言无不同，或者如果这些结构要素包括与权利要求书的书面语言无实质不同的等效结构要素，则此类其他示例应在权利要求书的范围内。

Claims (20)

1.一种用于燃气涡轮转子叶片的翼型件，所述翼型件包括：
压力侧壁；
吸入侧壁，所述吸入侧壁在前缘部分和后缘部分处连接到所述压力侧壁，所述压力侧壁和所述吸入侧壁共同限定所述翼型件内的内腔；以及
多个销，所述多个销设置在所述内腔内；
其中，所述后缘部分限定第一冷却通道、第二冷却通道和第三冷却通道，所述第一冷却通道包括与第一出口隔开第一长度的第一入口，所述第二冷却通道包括与第二出口隔开第二长度的第二入口，所述第一长度大于所述第二长度，所述第三冷却通道包括与第三出口隔开第三长度的第三入口，所述第三长度小于所述第一长度和所述第二长度，所述第三冷却通道径向地定位在所述第一冷却通道和所述第二冷却通道之间。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一冷却通道的第一直径小于所述第二冷却通道的第二直径。
3.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第一冷却通道的所述第一入口与所述第二冷却通道的所述第二入口沿弧线隔开。
4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述第二冷却通道的所述第二入口定位在所述第一冷却通道的所述第一入口与所述第一冷却通道的所述第一出口之间。
5.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，所述第三冷却通道的第三直径小于所述第二直径并且大于所述第一直径。
6.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述翼型件包括多个所述第一冷却通道，多个所述第二冷却通道，以及多个所述第三冷却通道。
7.根据权利要求5所述的翼型件，其特征在于，所述第一冷却通道定位在所述第三冷却通道的径向外部，并且其中，所述第三冷却通道定位在所述第二冷却通道的径向外部。
8.根据权利要求7所述的翼型件，其特征在于，第一半径从所述第一冷却通道的所述第一入口延伸到所述第三冷却通道的所述第三入口，并且第二半径从所述第三冷却通道的所述第三入口延伸到所述第二冷却通道的所述第二入口，并且其中，所述第二半径与所述第一半径沿弧线隔开。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个销包括：
所述多个销的第一子集，所述多个销的所述第一子集从所述压力侧壁的内表面延伸到所述吸入侧壁的内表面；以及
所述多个销的第二子集，所述多个销的所述第二子集从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述内腔内与所述压力侧壁的所述内表面和所述吸入侧壁的所述内表面隔开的位置处。
10.根据权利要求9所述的翼型件，其特征在于，所述多个销的所述第二子集中的至少一个销从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述翼型件的弧线上的位置处。
11.根据权利要求9所述的翼型件，其特征在于，所述多个销的所述第二子集的第一部分连接到所述压力侧壁的所述内表面，且所述多个销的所述第二子集的第二部分连接到所述吸入侧壁的所述内表面。
12.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述多个销的所述第二子集的所述第一部分包括第一销，且所述多个销的所述第二子集的所述第二部分包括第二销，并且其中，所述第一销与第二销同轴。
13.一种燃气涡轮发动机，包括：
压缩机部分；
燃烧部分；以及
涡轮部分，所述涡轮部分包括一个或多个转子叶片，所述转子叶片包括：
平台，所述平台包括径向内表面和径向外表面；
连接部分，所述连接部分从所述平台的所述径向内表面径向向内延伸；以及
翼型件，所述翼型件从所述平台的所述径向外表面径向向外延伸到翼型件尖端，所述翼型件包括：
压力侧壁；
吸入侧壁，所述吸入侧壁在前缘和后缘处连接到所述压力侧壁，所述压力侧壁和所述吸入侧壁共同限定所述翼型件内的内腔；以及
多个销，所述多个销设置在所述内腔内；
其中，所述后缘限定第一冷却通道、第二冷却通道和第三冷却通道，所述第一冷却通道包括与第一出口隔开第一长度的第一入口，所述第二冷却通道包括与第二出口隔开第二长度的第二入口，所述第一长度大于所述第二长度，所述第三冷却通道包括与第三出口隔开第三长度的第三入口，所述第三长度小于所述第一长度和所述第二长度，所述第三冷却通道径向地定位在所述第一冷却通道和所述第二冷却通道之间。
14.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一冷却通道的第一直径小于所述第二冷却通道的第二直径。
15.根据权利要求14所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第三冷却通道的第三直径小于所述第二直径并且大于所述第一直径。
16.根据权利要求15所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第一冷却通道定位在所述第三冷却通道的径向外部，并且所述第三冷却通道定位在所述第二冷却通道的径向外部，并且其中，第一半径从所述第一冷却通道的所述第一入口延伸到所述第三冷却通道的所述第三入口，并且第二半径从所述第三冷却通道的所述第三入口延伸到所述第二冷却通道的所述第二入口。
17.根据权利要求16所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述第二半径与所述第一半径沿弧线隔开。
18.根据权利要求13所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个销包括：
所述多个销的第一子集，所述多个销的所述第一子集从所述压力侧壁的内表面延伸到所述吸入侧壁的内表面；以及
所述多个销的第二子集，所述多个销的所述第二子集从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述内腔内与所述压力侧壁的所述内表面和所述吸入侧壁的所述内表面隔开的位置处。
19.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个销的所述第二子集中的至少一个销从所述压力侧壁的所述内表面或所述吸入侧壁的所述内表面延伸到所述翼型件的弧线上的位置处。
20.根据权利要求18所述的燃气涡轮发动机，其特征在于，所述多个销的所述第二子集的第一部分连接到所述压力侧壁的所述内表面，并且所述多个销的所述第二子集的第二部分连接到所述吸入侧壁的所述内表面。
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Families Citing this family (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10914185B2 (en) * 2016-12-02 2021-02-09 General Electric Company Additive manufactured case with internal passages for active clearance control
US10612390B2 (en) 2017-01-26 2020-04-07 United Technologies Corporation Trailing edge pressure and flow regulator
US10718217B2 (en) * 2017-06-14 2020-07-21 General Electric Company Engine component with cooling passages
US10830072B2 (en) * 2017-07-24 2020-11-10 General Electric Company Turbomachine airfoil
US10844728B2 (en) * 2019-04-17 2020-11-24 General Electric Company Turbine engine airfoil with a trailing edge

Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0034961A1 (fr) * 1980-02-19 1981-09-02 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
CN1441148A (zh) * 2002-02-28 2003-09-10 通用电气公司 冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置
CN1611748A (zh) * 2003-10-31 2005-05-04 通用电气公司 冷却燃气涡轮发动机转子组件的方法和装置

Family Cites Families (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
BE794195A (fr) * 1972-01-18 1973-07-18 Bbc Sulzer Turbomaschinen Aube directrice refroidie pour des turbines a gaz
CH584347A5 (zh) * 1974-11-08 1977-01-31 Bbc Sulzer Turbomaschinen
US5503529A (en) * 1994-12-08 1996-04-02 General Electric Company Turbine blade having angled ejection slot
US5601399A (en) * 1996-05-08 1997-02-11 Alliedsignal Inc. Internally cooled gas turbine vane
FR2765265B1 (fr) * 1997-06-26 1999-08-20 Snecma Aubage refroidi par rampe helicoidale, par impact en cascade et par systeme a pontets dans une double peau
GB2345942B (en) * 1998-12-24 2002-08-07 Rolls Royce Plc Gas turbine engine internal air system
DE19957718C1 (de) 1999-11-30 2001-06-13 Mtu Muenchen Gmbh Schaufel mit optimiertem Schwingungsverhalten
US6481972B2 (en) 2000-12-22 2002-11-19 General Electric Company Turbine bucket natural frequency tuning rib
FR2824597B1 (fr) 2001-05-11 2004-04-02 Snecma Moteurs Reduction de vibrations dans une structure comprenant un rotor et des sources de perturbation fixes
US6905309B2 (en) 2003-08-28 2005-06-14 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to compressor airfoils
US7008179B2 (en) 2003-12-16 2006-03-07 General Electric Co. Turbine blade frequency tuned pin bank
US7021893B2 (en) * 2004-01-09 2006-04-04 United Technologies Corporation Fanned trailing edge teardrop array
US7497664B2 (en) 2005-08-16 2009-03-03 General Electric Company Methods and apparatus for reducing vibrations induced to airfoils
FR2924155B1 (fr) * 2007-11-26 2014-02-14 Snecma Aube de turbomachine
US20090155082A1 (en) 2007-12-18 2009-06-18 Loc Duong Method to maximize resonance-free running range for a turbine blade
US8241003B2 (en) 2008-01-23 2012-08-14 United Technologies Corp. Systems and methods involving localized stiffening of blades
US8172511B2 (en) 2009-05-04 2012-05-08 Hamilton Sunstrand Corporation Radial compressor with blades decoupled and tuned at anti-nodes
US20110274537A1 (en) 2010-05-09 2011-11-10 Loc Quang Duong Blade excitation reduction method and arrangement
US8591195B2 (en) 2010-05-28 2013-11-26 Pratt & Whitney Canada Corp. Turbine blade with pressure side stiffening rib
US8684685B2 (en) 2010-10-20 2014-04-01 General Electric Company Rotary machine having grooves for control of fluid dynamics
US8882461B2 (en) 2011-09-12 2014-11-11 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved trailing edge cooling arrangements
US20130084191A1 (en) 2011-10-04 2013-04-04 Nan Jiang Turbine blade with impingement cavity cooling including pin fins
US20140064983A1 (en) * 2012-08-31 2014-03-06 General Electric Company Airfoil and method for manufacturing an airfoil
US20140093386A1 (en) * 2012-09-28 2014-04-03 Solar Turbines Incorporated Cooled turbine blade with inner spar
US9695696B2 (en) * 2013-07-31 2017-07-04 General Electric Company Turbine blade with sectioned pins
US20170234142A1 (en) * 2016-02-17 2017-08-17 General Electric Company Rotor Blade Trailing Edge Cooling

Patent Citations (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0034961A1 (fr) * 1980-02-19 1981-09-02 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
CN1441148A (zh) * 2002-02-28 2003-09-10 通用电气公司 冷却燃气涡轮机喷嘴的方法和装置
CN1611748A (zh) * 2003-10-31 2005-05-04 通用电气公司 冷却燃气涡轮发动机转子组件的方法和装置

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