CN107366555B - 叶片以及涡轮转子叶片 - Google Patents

叶片以及涡轮转子叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN107366555B
CN107366555B CN201710335015.7A CN201710335015A CN107366555B CN 107366555 B CN107366555 B CN 107366555B CN 201710335015 A CN201710335015 A CN 201710335015A CN 107366555 B CN107366555 B CN 107366555B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
side outer
rib
suction side
pressure side
Prior art date
Legal status (The legal status is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the status listed.)
Active
Application number
CN201710335015.7A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107366555A (zh
Inventor
B.J.利里
G.T.福斯特
M.J.伊杜亚特
D.W.韦伯
Current Assignee (The listed assignees may be inaccurate. Google has not performed a legal analysis and makes no representation or warranty as to the accuracy of the list.)
General Electric Co PLC
Original Assignee
General Electric Co
Priority date (The priority date is an assumption and is not a legal conclusion. Google has not performed a legal analysis and makes no representation as to the accuracy of the date listed.)
Filing date
Publication date
Application filed by General Electric Co filed Critical General Electric Co
Publication of CN107366555A publication Critical patent/CN107366555A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107366555B publication Critical patent/CN107366555B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/147—Construction, i.e. structural features, e.g. of weight-saving hollow blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/121—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the leading edge of a stator vane
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/303—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the leading edge of a rotor blade
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2250/00—Geometry
    • F05D2250/10—Two-dimensional
    • F05D2250/18—Two-dimensional patterned
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/201—Heat transfer, e.g. cooling by impingement of a fluid
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Abstract

本发明提供一种叶片以及涡轮转子叶片。该叶片包括翼型件，该翼型件由沿前缘和后缘连接的压力侧外壁和吸力侧外壁限定，并且压力侧外壁和吸力侧外壁形成径向延伸室以用于接收冷却剂流。该翼型件还包括肋构造，肋构造可以包括：前缘横向肋，该前缘横向肋连接压力侧外壁和吸力侧外壁并且将径向延伸室分隔成位于翼型件前缘内的前缘通道和与前缘通道相邻的中心通道。一个或两个中弧线肋在位于前缘横向肋后部的点处连接到相应的压力侧外壁和/或吸力侧外壁，使得中心通道朝向压力侧外壁和吸力侧外壁中的一个或两个延伸，从而形成前缘后部的扩口中心通道。

Description

叶片以及涡轮转子叶片
技术领域
本发明涉及涡轮机翼型件，并且更具体地涉及具有用于使诸如空气之类的流体通过一对翼型件进行冷却的内部通道的中空涡轮翼型件、例如转子和/或定子叶片。
背景技术
燃烧或燃气涡轮发动机(combustion turbine engine；在下文中称为“燃气涡轮机”)包括压缩机、燃烧器和涡轮。如本领域内众所周知的，在压缩机中压缩的空气与燃料混合并且在燃烧器中点燃并且随后膨胀通过涡轮以产生功率。位于涡轮内的部件，特别是周向排列的转子叶片(blade)和定子叶片经受不利环境的影响，其特征在于膨胀通过其中的燃烧产物的极高温度和压力。为了承受该种环境下相应的热循环以及极端温度和机械应力，翼型件必须具有坚固结构并且受到主动冷却。
应当领会，涡轮转子叶片和定子叶片通常容纳内部通路或回路，所述内部通路或回路形成冷却系统，冷却剂(通常是从压缩机放出的空气)循环通过该冷却系统。这样的冷却回路通常由内部肋(internal ribs)形成，所述内部肋为翼型件提供所需的结构支承，并且包括多个流动路径布置以使翼型件保持在可接受的温度分布内。通过这些冷却回路的空气通常通过形成在翼型件(airfoil)的前缘(leading edge)、后缘(trailing edge)、吸力侧和压力侧上的膜冷却开孔排出。
应当领会，燃气涡轮机的效率随着点火温度的升高而提高。因此，始终需要能够使涡轮叶片承受甚至更高温度的技术优点。这些优点有时包括能够承受高温的新的材料，但其同时涉及改进翼型件的内部构造，以便增强叶片结构和冷却能力。然而，由于使用冷却剂使发动机的效率降低，过分依赖增加冷却剂使用等级的新的布置同样造成效率不高。因此，仍然需要提供了改进冷却剂效率的内部翼型件构造和冷却剂循环的新的翼型件布置。
进一步使内冷翼型件的布置复杂的考虑因素在于在翼型件内部和外部结构之间操作期间产生的温度差。即，由于其暴露于热气体路径，翼型件的外壁通常在操作期间处于比许多内部肋高得多的温度下，例如可以使冷却剂流过限定于内部肋每一侧的通路。实际上，常见的翼型件构造包括“四壁”布置，其中长形内部肋与压力侧和吸力侧外壁平行地延伸。众所周知，能够通过形成在四壁布置中的近壁流动通道来实现高冷却效率。近壁流动通道所面临的挑战在于外壁经历的热膨胀水平比内壁高得多。该不平衡的增长造成连接内肋的位置(或点)处产生应力，从而可能造成低周疲劳，所述低周疲劳可能缩短叶片寿命。
发明内容
本发明的第一方面提供一种叶片，该叶片包括翼型件，该翼型件由沿前缘和后缘连接的凹形压力侧外壁(concave pressure side outer wall)和凸形吸力侧外壁(convexsuction side outer wall)限定，并且凹形压力侧外壁和凸形吸力侧外壁在其间形成径向延伸室以用于接收冷却剂流。该叶片还包括肋构造，该肋构造包括：前缘横向肋(leadingedge transverse rib)，该前缘横向肋连接压力侧外壁和吸力侧外壁并且将径向延伸室分隔成位于翼型件前缘内的前缘通道和与前缘通道相邻的中心通道(central passage)；和中弧线肋(camber line rib)，该中弧线肋在位于前缘横向肋后部的点处连接到压力侧外壁和吸力侧外壁中选定的至少一个，从而使中心通道朝向压力侧外壁和吸力侧外壁中选定的至少一个延伸。
较佳地，所述中弧线肋包括压力侧中弧线肋和吸力侧中弧线肋；所述压力侧中弧线肋定位于所述压力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸；所述吸力侧中弧线肋定位于所述吸力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
更佳地，在所述中心通道朝向所述吸力侧外壁和/或所述压力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间(between outermost extents)并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间；并且其中宽度tf与宽度ta的比处于40％到70％的范围内。
更佳地，所述压力侧外壁和所述压力侧中弧线肋之间限定了压力侧流动通道，并且其中所述吸力侧外壁和所述吸力侧中弧线肋之间限定了吸力侧流动通道。
较佳地，所述中弧线肋包括压力侧中弧线肋，所述压力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸。
更佳地，在所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间，并且其中宽度tf与宽度ta的比处于40％到70％的范围内。
较佳地，所述中弧线肋包括吸力侧中弧线肋，所述吸力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
更佳地，在所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间，并且其中宽度tf与宽度ta的比处于40％到70％的范围内。
较佳地，所述前缘横向肋包括位于所述前缘通道和所述中心通道之间的交叉通道(crossover passage)。
较佳地，所述中弧线肋具有波形轮廓(wavy profile)。
较佳地，所述叶片包括涡轮转子叶片或涡轮定子叶片中的一个。
本发明的第二方面提供一种涡轮转子叶片，该涡轮转子叶片包括由沿前缘和后缘连接的凹形压力侧外壁和凸形吸力侧外壁限定的翼型件，并且所述凹形压力侧外壁和所述凸形吸力侧外壁在其间形成的径向延伸室以用于接收冷却剂流，该涡轮转子叶片还包括肋构造，该肋构造包括：前缘横向肋，该前缘横向肋连接压力侧外壁和吸力侧外壁并且将径向延伸室分隔成位于翼型件前缘内的前缘通道和与前缘通道相邻的中心通道；和中弧线肋，该中弧线肋在位于前缘横向肋后部的点处连接到压力侧外壁和吸力侧外壁中选定的至少一个，从而使中心通道朝向压力侧外壁和吸力侧外壁中选定的至少一个延伸。
较佳地，所述中弧线肋包括：压力侧中弧线肋，所述压力侧中弧线肋定位于所述压力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸；和吸力侧中弧线肋，所述吸力侧中弧线肋定位于所述吸力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
更佳地，在所述中心通道朝向所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间，并且其中宽度tf与宽度ta的比处于从40％到70％的范围内。
更佳地，所述压力侧外壁和所述压力侧中弧线肋之间限定了压力侧流动通道，并且其中所述吸力侧外壁和所述吸力侧中弧线肋之间限定了吸力侧流动通道。
较佳地，所述中弧线肋包括压力侧中弧线肋，所述压力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸。
较佳地，所述中弧线肋包括吸力侧中弧线肋，所述吸力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
较佳地，所述前缘横向肋包括位于所述前缘通道和所述中心通道之间的交叉通道。
较佳地，所述中弧线肋具有波形轮廓。
本发明的说明性方面是能够解决本发明中所描述的问题以及/或者尚未讨论的其它问题的布置。
附图说明
通过下文结合示出本发明的多个实施例的附图对本发明多个方面的详细描述，本发明的这些和其它的特征将更容易理解，在附图中：
图1是可以使用本申请的某些实施例的示例性涡轮发动机的示意图。
图2是图1的燃气涡轮发动机的压缩机部段的剖面图。
图3是图1的燃气涡轮发动机的涡轮部段的剖面图。
图4是可以采用本发明实施例的涡轮转子叶片类型的透视图。
图5是根据传统布置的具有内壁或肋构造的涡轮转子叶片的横截面图。
图6是根据传统布置的具有内壁构造的涡轮转子叶片的横截面图。
图7是根据本发明的备选实施例的具有扩口(flared)中心通道构造的涡轮转子叶片的横截面图。
图8是根据本发明的备选实施例的具有扩口中心通道构造的涡轮转子叶片的横截面图。
图9是根据本发明的备选实施例的具有扩口中心通道构造的涡轮转子叶片的横截面图。
图10是根据本发明的备选实施例的如图7至图9所示的具有扩口中心通道而不具有波形轮廓的扩口中心通道的涡轮转子叶片的横截面图。
应当注意到，本发明的附图不一定成比例。附图旨在仅示出本发明的典型方面，并且因此不应当被认为对本发明的范围构成限制。在附图中，相似的附图标记在附图中表示相似的元件。
具体实施方式
首先，为了明确描述本发明，在参考和描述燃气涡轮机内的相关机器部件时，需要选定特定术语。如果可能的话，这时将以与常见工业术语的可接受含义相符的方式来使用和采用这样的工业术语。除非另有描述，这样的术语将被赋予与本发明以及所附权利要求的范围相符的广义理解。本领域普通技术人员应当领会，通常可以使用若干不同或重叠的术语来指示特定部件。在本发明中所描述的单个部件在另一个背景下可以包括并且表示包括多个部件。备选地，本发明中所描述的多个部件可以在其它情况下表示单个部件。
此外，本发明中可以经常使用若干描述性术语，并且在该部分的一开始限定这些术语被证明是有所帮助的。除非另有描述，这些术语及其定义如下。当在本发明中使用时，“下游”和“上游”是表示相对于流体(例如通过涡轮发动机的工作流体或者例如通过燃烧器的气流和通过涡轮部件系统中的一个的冷却剂)流动的方向的术语。术语“下游”与流体的流动方向相对应并且术语“上游”表示与流动相反的方向。除非另有具体指定，术语“前部”和“后部”表示方向，其中“前部”表示发动机的前端或压缩机端，并且“后部”表示发动机的后端或涡轮端。通常需要描述围绕中心轴线处于不同的径向位置处的部件。术语“径向”指的是与轴线垂直的移动或位置。在诸如此类的情况下，如果第一部件定位成相比第二部件更靠近轴线，在本发明中将陈述第一部件相对于第二部件“径向向内”或“位于内侧”。另一方面，如果第一部件定位成相比第二部件更远离轴线，在本发明中将陈述第一部件相对于第二部件“径向向外”或者“位于外侧”。术语“轴向”指的是与轴线平行的移动或位置。最后，术语“周向”指的是围绕轴线的运动或位置。应当领会，这样的术语可以关于涡轮的中心轴线应用。
通过介绍背景技术的方式，现在参照附图，图1至图4示出了可以使用本申请实施例的示例性燃气涡轮发动机。本领域技术人员应当理解，本发明不限于该特定类型的用途。本发明可以用于燃气涡轮发动机，例如在发电、飞机以及其它的发动机或涡轮机类型中使用的燃气涡轮发动机。除非另有说明，否则所提供的例子并不意在构成限制。
图1是燃气涡轮发动机10的示意图。总体而言，燃气涡轮发动机通过从在压缩空气流中燃烧燃料所产生的加压热气体流提取能量进行操作。如图1中所示，燃气涡轮发动机10可以被构造成具有：轴向压缩机11，该轴向压缩机11通过共用轴或转子机械联接到下游涡轮部段或涡轮13；和定位在压缩机11和涡轮13之间的燃烧器12。
图2示出了可以用于图1的燃气涡轮发动机的多级轴向压缩机11。如图所示，压缩机11可以包括多个级。每一级都可以包括一行压缩机转子叶片14，随后具有一行压缩机定子叶片15。因此，第一级可以包括围绕中心轴旋转的一行压缩机转子叶片14，随后具有在操作期间保持静止的一行压缩机定子叶片15。
图3示出了可以用于图1的燃气涡轮发动机的说明性涡轮部段或涡轮13的局部视图。涡轮13可以包括多个级。图示了三个说明性级，但是涡轮13中可以具有更多或更少的级。第一级包括在操作期间围绕轴旋转的多个涡轮斗叶或涡轮转子叶片16以及在操作期间保持静止的多个喷嘴或涡轮定子叶片17。涡轮定子叶片17大体彼此周向间隔开并且围绕旋转轴线固定。涡轮转子叶片16可以安装于涡轮轮(turbine wheel，未示出)上以用于围绕轴(未示出)旋转。还示出涡轮13的第二级。第二级类似地包括多个周向间隔开的涡轮定子叶片17，随后具有同样安装于涡轮转轮上以用于旋转的多个周向间隔开的涡轮转子叶片16。还示出了第三级，并且该第三级类似地包括多个涡轮定子叶片17和转子叶片16。应当领会，涡轮定子叶片17和涡轮转子叶片16位于涡轮13的热气体路径中。热气体通过热气体路径的流动方向由箭头示出。本领域普通技术人员应当领会，涡轮13可以具有比图3中所示的更多(或者在一些情况下更少)的级。每一个额外的级都可以包括一行涡轮定子叶片17，随后具有一行涡轮转子叶片16。
在一个操作例子中，压缩机转子叶片14在轴向压缩机11内的旋转可以压缩气流。在燃烧器12中，可以在压缩空气与燃料混合并且点燃时释放能量。所获得的来自燃烧器12的热气体流(可以被称为工作流体)随后被引导至涡轮转子叶片16之上，工作流体的流动引起涡轮转子叶片16围绕轴的旋转。由此，工作流体流动的能量转换成旋转叶片的机械能，并且由于转子叶片和轴之间的连接，旋转轴旋转。轴的旋转能随后可以用于驱动压缩机转子叶片14的旋转，使得产生必要的压缩空气的供给，并且例如同样用于驱动发电机以产生电力。
图4是可以采用本发明实施例的涡轮转子叶片16类型的透视图。涡轮转子叶片16包括根部21，转子叶片16通过该根部21附接到转子盘。根部21可以包括燕尾榫(dovetail)，该燕尾榫被构造成用于安装到位于转子盘外周中的相应的燕尾槽中。根部21还可以包括柄，该柄在燕尾榫和平台24之间延伸，该平台24布置于翼型件25和根部21的结合部处并且限定了通过涡轮13的流动路径的内侧边界的一部分。应当领会，翼型件25是拦截工作流体的流动并且引起转子盘旋转的转子叶片16的主动部件。尽管本例的叶片是涡轮转子叶片16，应当领会，本发明还可以应用于涡轮发动机10内的其它类型的叶片，其中包括涡轮定子叶片17(轮叶(vanes))。应当看到，转子叶片16的翼型件25包括分别在相对的前缘28和后缘29之间轴向地延伸的凹形压力侧(PS)外壁26和周向或侧向相对的凸形吸力侧(SS)外壁27。侧壁或外壁26和27还沿径向方向从平台24延伸到外侧尖端31。(应当领会，本发明的应用可以不限于涡轮转子叶片，但是也能够应用于定子叶片。除非另有描述，本发明中在若干实施例中描述的转子叶片的用途是说明性的。)
图5和图6示出了可能出现在具有传统布置的转子叶片翼型件25中的两个示例性内部壁结构。如图所示，翼型件25的外表面可以由相对较薄的压力侧(PS)外壁26和吸力侧(SS)外壁27限定，该压力侧外壁和吸力侧外壁可以通过多个径向延伸并且相交的肋60连接。肋60被构造成为翼型件25提供结构支承，同时还限定了多个径向延伸并且基本分开的流动通道40。通常，肋60径向延伸，以便在翼型件25的大部分径向高度之上分隔流动通道40，但是流动通道可以沿翼型件的外周连接，以便限定冷却回路。即，流动通道40可以在翼型件25的外侧或内侧边缘处、并且通过可以定位在其间的冲击孔口(冲击孔口未示出)流体连通。通过该方式，某些流动通道40可以共同形成弯曲(winding)或蛇形(serpentine)冷却回路。此外，可以包括膜冷却端口(未示出)，这样的膜冷却端口提供出口，冷却剂通过这样的出口从流动通道40被释放到翼型件25的外表面上。
肋60可以包括两种不同的类型，如本发明中所提供的，这两种不同的类型可以进一步细分。第一类型——中弧线肋62通常是与翼型件的中弧线平行或大致平行地延伸的长形肋，该翼型件的中弧线是连接压力侧外壁26和吸力侧外壁27之间的中点的从前缘28伸展到后缘29的参考线。通常，图5和图6的说明性的传统构造包括两个中弧线肋62：压力侧中弧线肋63(鉴于其与压力侧外壁26偏置并且靠近该压力侧外壁的方式，其也可以被称为压力侧外壁)和吸力侧中弧线肋64(鉴于其与吸力侧外壁27偏置并且更靠近该吸力侧外壁的方式，也可以被称为吸力侧外壁)。如上所述，这些类型的布置通常被称为具有“四壁”构造，原因在于常见的四壁包括两个外壁26、27和两个中弧线肋63、64。应当领会，可以使用任何现有或未来开发的技术(例如，通过铸造或添加制造)来将外壁26、27和中弧线肋62形成整体部件。
第二类型肋在本发明中被称为横向肋66。横向肋66是图示为连接四壁构造的内肋和连接壁的较短的肋。如图所示，四壁可以通过多个横向肋66连接，根据所连接的壁可以将该多个横向肋进一步分类。当在本发明中使用时，将压力侧外壁26连接到压力侧中弧线肋63的横向肋66被称为压力侧横向肋67。将吸力侧外壁27连接到吸力侧中弧线肋64的横向肋66被称为吸力侧肋68。将压力侧中弧线肋63连接到吸力侧中弧线肋64的横向肋66被称为中心横向肋69。最后，靠近前缘28连接压力侧外壁26和吸力侧外壁27的横向肋66被称为前缘横向肋70。在图5和图6中，前缘横向肋70也连接至压力侧中弧线肋63的前缘端和吸力侧中弧线肋64的前缘端。
当前缘横向肋70联接压力侧外壁26和吸力侧外壁27时，其还形成通道40(在本发明中被称为前缘通道42)。前缘通道42可以具有与本发明中所描述的其它通道40类似的功能。
总体而言，翼型件25中任何内部构造的目的在于提供充分的近壁冷却(near-wallcooling)，其中冷却空气在邻近翼型件25的外壁26、27的通道中流动。应当领会，近壁冷却是有利的，原因在于冷却空气非常靠近翼型件的热外表面，并且所获得的传热系数(heattransfer coefficients)高，原因在于对通过狭窄通道的流进行限制能够实现高流速。然而，这种布置易于经受低周疲劳，原因在于翼型件25内所经受的不同水平的热膨胀，从而最终可能缩短转子叶片的寿命。例如，在操作中，吸力侧外壁27比吸力侧中弧线肋64更多地热膨胀。该膨胀的差值倾向于增加翼型件25的中弧线长度，并且由此造成这些结构中的每一个以及与其相连接的那些结构之间的应力。此外，压力侧外壁26也比更冷的压力侧中弧线肋63更多地热膨胀。在该情况下，该差值倾向于使翼型件25的中弧线的长度减小，并且由此造成这些结构中的每一个以及与其相连接的结构之间的应力。在一种情况下倾向于使翼型件中弧线减小并且在其它情况下倾向于使其增大的翼型件内的反向力(oppositional forces)可能造成应力集中。给定翼型件的特定结构构造以及随后平衡以及补偿力的方式，展现这些力的各种方式成为转子叶片16的部件寿命的重要决定因素。
更具体地，在常见的情况下，吸力侧外壁27倾向于在其弯曲的顶点处向外弯曲，原因在于暴露于热气体路径的高温使其热膨胀。应当领会，作为内壁，吸力侧中弧线肋64不经受同样水平的热膨胀，并且因此不具有同等的向外弯曲的趋势。即，中弧线肋64和横向肋66及其连接点阻止吸力侧外壁27的热生长。
传统布置(其例子示于图5中)具有中弧线肋62，该中弧线肋形成有提供很少或不提供柔度的刚性几何形状。由此获得的阻力和应力集中相当大。使问题更加严重的是，用于将中弧线肋62连接到外壁27的横向肋66可以形成线性轮廓并且相对于与其相连接的壁大体以直角定向。在这种情况下，当(或因为)受热结构以明显不同的速率膨胀时，横向肋66操作成基本牢固保持外壁27和中弧线肋64之间的“冷”空间关系。较少或没有“给出”的情况防止在结构的某些区域中减少应力。不同的热膨胀造成使部件寿命缩短的低周疲劳问题。
过去已对多种不同的内部翼型件冷却系统和结构构造进行了评价，并且已试图解决该问题。一个这种方法提出对外壁26、27进行过度冷却，使得温度差减小并且由此使得热生长差减小。但是，应当领会，通常实现该目的的方法是增加循环通过翼型件的冷却剂的量。由于冷却剂通常是从压缩机放出的空气，增加使用冷却剂对发动机的效率具有负面影响，并且因此避免使用这种解决方案是优选的。其它的解决方案已提出使用改进的制造方法和/或使用等同量冷却剂的更复杂内部冷却构造(使用效率更高)。尽管这些解决方案已被证明在某种程度上是有效的，但是每一种解决方案都对发动机的操作或者部件的制造带来额外的成本，并且并不直接解决根本问题，也就是考虑到操作期间翼型件如何热生长的传统布置的几何形状缺陷。如图6中的一个例子中所示，另一种方法采用能够减轻通常发生在涡轮叶片的翼型件中的不平衡的热应力的某些弯曲或气泡或正弦或波状的内部肋(在下文中被称为“波状肋”)。这些结构降低了翼型件25的内部结构的刚度，以便提供期望的柔性，以使应力集中分散并且将应变卸载到能够更好地承受的其它结构区域。例如，这可以包括将应力卸载到将应变分布于较大面积的区域，或者可能是卸载压缩负载的拉伸应力的结构，这通常是更加优选的。通过该方式，可以避免使寿命缩短的应力集中和应变。
然而，尽管具有以上布置，在前缘横向肋70与中弧线肋63和64的连接点80处仍然产生高应力区域，例如由于中弧线肋63、64的负载路径在出现不充分冷却的连接点80处作出反应。
图7至图10提供了具有根据本发明实施例的内壁或肋构造的涡轮转子叶片16的横截面图。肋的构造通常用作结构支承以及将中空翼型件25分隔成可以根据需要互连以产生冷却回路的基本分开的径向延伸的流动通道40。这些流动通道40及其所形成的回路用于通过特定方式引导冷却剂流通过翼型件25，使得其用途符合预期并且更高效。尽管本发明中所提供的例子图示为其可以用于涡轮转子叶片16，但是应当领会，同样的理念也可以用于涡轮定子叶片17(叶片)中。
具体而言，如将参照图7至图10所描述的那样，本发明教导了将至少一个中弧线肋63、64定位成在位于前缘横向肋70后部的点处连接到压力侧外壁26和/或吸力侧外壁27，从而使中心通道46朝向压力侧外壁26和/或吸力侧外壁27延伸。通过该方式，中心通道46朝向外壁26、27中的至少一个向外张开，从而将连接点80以及其它相邻结构中的应力释放到前缘横向肋70。为了实现该变化，涡轮转子叶片16包括这样一种肋构造，所述肋构造包括前缘横向肋70，该前缘横向肋70连接压力侧外壁26和吸力侧外壁27并且将径向延伸的室分隔成位于翼型件25的前缘28内的前缘通道42以及与前缘通道42相邻的中心通道46。中心通道46之所以被称为“中心”是由于其位于分别形成于中弧线肋63、64和外壁26、27之间的其它通道(例如，48、50)内或者被这样的其它通道包绕。例如，压力侧外壁26和压力侧中弧线肋63之间限定了压力侧流动通道48并且吸力侧外壁27和吸力侧中弧线肋64在其间限定了吸力侧流动通道50。
如图所示，作为一个选项，交叉通道(多个交叉通道)44可以设置于前缘横向肋70内，以允许冷却剂在前缘通道42及其正后方且相邻的中心通道46之间流动。更具体地，如图7中所示，根据实施例，交叉通道44可以允许冷却剂通向并且/或者从前缘通道42到达正后方的中心通道46。交叉端口44可以包括其以径向间隔关系定位在通道40、42之间的任何数量。本发明中所描述的由中弧线肋62、63、64在点80(图5和图6)处产生的应力可能在前缘通道42和正后方的中心通道46之间采用交叉通道44的位置处更大。具体而言，在设置有交叉通道44的位置处，中弧线肋62、63、64负载路径可以在交叉通道44将定位于其上的连接点80(图5和图6)处作出反应，从而造成较高应力。交叉通道(多个交叉通道)44不必存在于所有的实施例中(例如，尽管能够应用于图示的实施例中)，图9示出了不具有交叉通道(多个交叉通道)44的例子。然而，在设置交叉通道(多个交叉通道)44的位置处，本发明的教导内容将其附近的应力释放到前缘横向肋70及相邻的结构中。
肋构造还包括在位于前缘横向肋70后部的点92处连接到压力侧外壁26和吸力侧外壁27中选定的一个外壁的中弧线肋63、64，从而使中心通道46朝向压力侧外壁26和吸力侧外壁27中选定的一个外壁延伸。如上所述，中弧线肋62是通常从翼型件25的前缘28附近朝向后缘29延伸的较长的肋中的一个。这些肋被称为“中弧线肋”，原因在于其所遵循的路径与翼型件25的中弧线大致平行，该翼型件的中弧线是在翼型件25的前缘28和后缘29之间延伸通过凹形压力侧外壁26和凸形吸力侧外壁27之间等距点(equidistant)的集合的参考线。如图所示，根据本发明实施例的肋构造形成扩口部分90，该扩口部分在中心腔46中朝向外壁(多个外壁)26、27扩张。由于更多的冷却剂在前缘横向肋70和交叉通道(多个交叉通道)44(当设置有这样的结构时)附近流动，其中的应力减小。
在如图7至图9中所示的一个实施例中，本发明的肋构造包括具有波形轮廓的中弧线肋62，如美国专利公布2015/0184519中所述，该专利通过引用的方式结合到本发明中(当在本发明中使用时，术语“轮廓”旨在表示图7至图10的横截面图中肋具有的形状。)根据本申请，“波形轮廓”包括明显弯曲并且正弦的形状。换句话说，“波形轮廓”展现出往复“S”形的轮廓。在另一个实施例中，如图10中所示，本发明的肋构造可以包括具有非波形轮廓的中弧线肋63、64。
进一步参照图7，根据一个实施例，压力侧中弧线63和吸力侧中弧线64两者都连接到相应的外壁26、27(即，选定的一个外壁包括(两个)外壁二者)。即，定位于压力侧外壁26附近的压力侧中弧线肋63在位于前缘横向肋70后部的点92处连接到压力侧外壁26。该肋使中心通道46朝向具有第一扩口区域90的压力侧外壁26延伸。此外，定位于吸力侧外壁27附近的吸力侧中弧线肋64在位于前缘横向肋70后部的点92处连接到吸力侧外壁27。该肋布置使中心通道46朝向具有第二扩口区域90的吸力侧外壁27延伸。如图所示，扩口区域90包括圆形内部。在一个实施例中，在中心通道46朝向外壁26、27延伸的位置处(即，在具有扩口区域90的位置处)，宽度tf被限定于扩口区域90(图7)的最外部范围之间。在相同位置处(即，测量宽度tf的剖面线处)，外壁26、27的外表面之间的宽度可以被定义为ta。根据所采用的扩口区域90的期望构造和实施例，宽度tf与ta的比(tf/ta)可以处于40-70％的范围内。在备选实施例中，扩口区域90的最外部范围可以相对于外壁26、27与相邻通道48、50的最外部范围对准，即，外壁26、27相对于相应的扩口区域90的厚度等于或大致等于其相对于相应的相邻通道48、50的厚度。在这些实施例中的任一个中，前缘横向肋70和压力侧中弧线肋63二者以间隔方式连接到压力侧外壁26，并且前缘横向肋70和吸力侧中弧线肋64二者以间隔方式连接到吸力侧外壁27。
相比之下，在图8和图9中所示的备选实施例中，中弧线肋63、64中只有一个选定的中弧线肋连接到相应的外壁26、27。在图8中，中弧线肋62包括压力侧中弧线肋63，该压力侧中弧线肋在位于前缘横向肋70后部的点92处连接到压力侧外壁26，从而使中心通道46朝向压力侧外壁26延伸。此处，前缘横向肋70和压力侧中弧线肋63以间隔方式连接到压力侧外壁26，但是前缘横向肋70和吸力侧中弧线肋64彼此连接。本实施例中仅具有一个扩口区域90。相比之下，在图9中，中弧线肋62包括吸力侧中弧线肋64，该吸力侧中弧线肋64在位于前缘横向肋70后部的点92处连接到吸力侧外壁27，从而使中心通道46朝向吸力侧外壁27延伸。在该实施例中，前缘横向肋70和吸力侧中弧线肋64以间隔方式连接到吸力侧外壁27，但是前缘横向肋70和压力侧中弧线肋63彼此连接。同样，此处仅具有一个扩口区域90。此处同样，扩口区域90包括圆形内部。此外，在一个实施例中，扩口区域90可以具有从一个扩口区域90的最外部范围到中心室46的内部范围的宽度tf。在测量宽度tf的相同横截面线处，外壁26、27的宽度(其外表面)可以被表示为ta。根据所采用的扩口区域90的期望构造和实施例，宽度tf与宽度ta的比可以处于40-70％的范围内。在备选实施例中，扩口区域90的最外部范围可以相对于外壁26、27与相邻通道48、50的最外部范围对准，即，外壁26、27相对于相应的扩口区域90的厚度等于或大致等于相对于相应的相邻通道48、50的厚度。相比图5和图6，在不包括扩口区域90的一侧上，相邻通道48或50能够朝向横向肋70更多地延伸。即，相邻的通道48或50向前延伸，使得横向肋70和分别联接到外壁26或27的中弧线肋63或64的端部共同具有的厚度与其它肋60、62、63等的厚度相等或大致相等——相比图5和图6中所示的较厚的横向肋63、70或64、70。
除了不采用波形轮廓之外，图10示出了与图7类似的备选实施例。应当强调的是，图8和图9的教导内容还可以用于具有非波形轮廓的肋构造。此外，本发明的教导内容可以应用于具有前缘通道42和正后方的中心通道46的范围广泛的肋构造，如本发明中所述。
本发明中所使用的术语仅仅是为了描述特定实施例的目的并且不期望对本发明构成限制。当在本发明中使用时，除非上下文另有明确说明，否则单数形式“一个”旨在也包括复数形式。还应当理解，当在本说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”指存在所述的特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但是不排除存在或另有一个或多个其它的特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或其组。“可选的”或“可选地”意指后续描述的事件或情况可能发生也可能不发生，并且描述包括发生以及不发生该事件的情况。
如本发明中在整个说明书以及权利要求书中所使用的近似语言可以适用于修改在允许范围内发生变化而不会造成与其相关的基本功能改变的任何量化表示。因此，通过术语或多个术语、例如“大约”、“大致”和“基本”修改的值并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，除非上下文或语言另有描述，否则范围限制可以组合并且/或者互换，这样的范围是指定的并且包括被包含在其中的所有子范围。用于范围特定值的“大致”应用于两个值，并且除非以其它方式取决于测量该值的设备精度，可以表示+/-10％的所述值(多个所述值)。
所附权利要求书中的所有的装置或步骤加功能元件的相应结构、材料、动作和等同形式旨在包括用于执行功能的任何结构、材料、或动作与如具体要求保护的其它要求保护的元件的组合。提供对本发明的描述是为了说明和描述的目的，并不旨在穷尽或将本发明限制在所公开的形式。多种改型和变型对于本领域普通技术人员而言将是显而易见的，而不偏离本发明的范围和精神。实施例被选择和描述成以便最佳解释本发明的原理和实际应用，并且使得其它普通技术人员能够理解本发明的具有多个改型的多个实施例适用于所构想的特定应用。

Claims (19)

1.一种叶片，包括由沿前缘和后缘连接的凹形压力侧外壁和凸形吸力侧外壁限定的翼型件，并且所述凹形压力侧外壁和所述凸形吸力侧外壁在其间形成径向延伸室以用于接收冷却剂流，所述叶片还包括：
肋构造，所述肋构造包括：
前缘横向肋，所述前缘横向肋连接所述压力侧外壁和所述吸力侧外壁并且将所述径向延伸室分隔成位于所述翼型件前缘内的前缘通道和与所述前缘通道相邻的中心通道；和
中弧线肋，所述中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁或所述吸力侧外壁中的选定的一个，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁或所述吸力侧外壁中的所述选定的一个延伸，其中所述中弧线肋的前端直接连接于所述压力侧外壁或所述吸力侧外壁中的所述选定的一个。
2.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述中弧线肋包括：
压力侧中弧线肋，所述压力侧中弧线肋定位于所述压力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸；和
吸力侧中弧线肋，所述吸力侧中弧线肋定位于所述吸力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
3.根据权利要求2所述的叶片，其特征在于，在所述中心通道朝向所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间，并且
其中宽度tf与宽度ta的比处于40%到70%的范围内。
4.根据权利要求2所述的叶片，其特征在于，所述压力侧外壁和所述压力侧中弧线肋之间限定了压力侧流动通道，并且其中所述吸力侧外壁和所述吸力侧中弧线肋之间限定了吸力侧流动通道。
5.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述中弧线肋包括压力侧中弧线肋，所述压力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸。
6.根据权利要求5所述的叶片，其特征在于，在所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间，并且
其中宽度tf与宽度ta的比处于40%到70%的范围内。
7.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述中弧线肋包括吸力侧中弧线肋，所述吸力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
8.根据权利要求7所述的叶片，其特征在于，在所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间，并且
其中宽度tf与宽度ta的比处于40%到70%的范围内。
9.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述前缘横向肋包括位于所述前缘通道和所述中心通道之间的交叉通道。
10.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述中弧线肋具有波形轮廓。
11.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述叶片包括涡轮转子叶片或涡轮定子叶片中的一个。
12.一种涡轮转子叶片，包括由沿前缘和后缘连接的凹形压力侧外壁和凸形吸力侧外壁限定的翼型件，并且所述凹形压力侧外壁和所述凸形吸力侧外壁在其间形成径向延伸室以用于接收冷却剂流，所述涡轮转子叶片还包括：
肋构造，所述肋构造包括：
前缘横向肋，所述前缘横向肋连接所述压力侧外壁和所述吸力侧外壁并且将所述径向延伸室分隔成位于所述翼型件前缘内的前缘通道和与所述前缘通道相邻的中心通道；和
中弧线肋，所述中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁或所述吸力侧外壁中的选定的一个，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁或所述吸力侧外壁中的所述选定的一个延伸，其中所述中弧线肋的前端直接连接于所述压力侧外壁或所述吸力侧外壁中的所述选定的一个。
13.根据权利要求12所述的涡轮转子叶片，其特征在于，所述中弧线肋包括：
压力侧中弧线肋，所述压力侧中弧线肋定位于所述压力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸；和
吸力侧中弧线肋，所述吸力侧中弧线肋定位于所述吸力侧外壁附近并且在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
14.根据权利要求13所述的涡轮转子叶片，其特征在于，在所述中心通道朝向所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁延伸的位置处，宽度tf被限定于所述中心通道的最外部范围之间并且宽度ta被限定于所述吸力侧外壁和所述压力侧外壁的外表面之间，并且
其中宽度tf与宽度ta的比处于从40%到70%的范围内。
15.根据权利要求13所述的涡轮转子叶片，其特征在于，所述压力侧外壁和所述压力侧中弧线肋之间限定了压力侧流动通道，并且其中所述吸力侧外壁和所述吸力侧中弧线肋之间限定了吸力侧流动通道。
16.根据权利要求12所述的涡轮转子叶片，其特征在于，所述中弧线肋包括压力侧中弧线肋，所述压力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述压力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述压力侧外壁延伸。
17.根据权利要求12所述的涡轮转子叶片，其特征在于，所述中弧线肋包括吸力侧中弧线肋，所述吸力侧中弧线肋在位于所述前缘横向肋后部的点处连接到所述吸力侧外壁，从而使所述中心通道朝向所述吸力侧外壁延伸。
18.根据权利要求12所述的涡轮转子叶片，其特征在于，所述前缘横向肋包括位于所述前缘通道和所述中心通道之间的交叉通道。
19.根据权利要求12所述的涡轮转子叶片，其特征在于，所述中弧线肋具有波形轮廓。
CN201710335015.7A 2016-05-12 2017-05-12 叶片以及涡轮转子叶片 Active CN107366555B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/152690 2016-05-12
US15/152,690 US10605096B2 (en) 2016-05-12 2016-05-12 Flared central cavity aft of airfoil leading edge

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107366555A CN107366555A (zh) 2017-11-21
CN107366555B true CN107366555B (zh) 2022-03-08

Family

ID=60163671

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201710335015.7A Active CN107366555B (zh) 2016-05-12 2017-05-12 叶片以及涡轮转子叶片

Country Status (5)

Country Link
US (3) US10605096B2 (zh)
JP (1) JP7118598B2 (zh)
KR (1) KR102323269B1 (zh)
CN (1) CN107366555B (zh)
DE (1) DE102017110050A1 (zh)

Families Citing this family (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10605096B2 (en) * 2016-05-12 2020-03-31 General Electric Company Flared central cavity aft of airfoil leading edge
US20190003316A1 (en) * 2017-06-29 2019-01-03 United Technologies Corporation Helical skin cooling passages for turbine airfoils
DE102018209610A1 (de) 2018-06-14 2019-12-19 MTU Aero Engines AG Schaufelblatt für eine Strömungsmaschine
US11512597B2 (en) * 2018-11-09 2022-11-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with cavity lobe adjacent cooling passage network
FR3097262B1 (fr) * 2019-06-14 2023-03-31 Safran Aircraft Engines Pi Aji Aube de turbomachine avec talon optimise et procede d’optimisation d’un profil d’aube
US11629602B2 (en) * 2021-06-17 2023-04-18 Raytheon Technologies Corporation Cooling schemes for airfoils for gas turbine engines

Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59173504A (ja) * 1983-03-22 1984-10-01 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンの静翼
CN1924298A (zh) * 2005-08-31 2007-03-07 联合工艺公司 可制造并且可检查的冷却叶片的微型回路
EP1849960A3 (en) * 2006-04-27 2010-03-10 Hitachi, Ltd. Turbine blade having internal cooling passage
CN202900329U (zh) * 2012-11-29 2013-04-24 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种燃机透平动叶
US8535004B2 (en) * 2010-03-26 2013-09-17 Siemens Energy, Inc. Four-wall turbine airfoil with thermal strain control for reduced cycle fatigue
WO2014052277A1 (en) * 2012-09-26 2014-04-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit
EP2835501A1 (en) * 2013-08-08 2015-02-11 Rolls-Royce plc Aerofoil component and corresponding gas turbine engine
CN104685092A (zh) * 2012-10-05 2015-06-03 西门子公司 用于制造涡轮组件的方法

Family Cites Families (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5720431A (en) * 1988-08-24 1998-02-24 United Technologies Corporation Cooled blades for a gas turbine engine
GB9014762D0 (en) * 1990-07-03 1990-10-17 Rolls Royce Plc Cooled aerofoil vane
US6168381B1 (en) * 1999-06-29 2001-01-02 General Electric Company Airfoil isolated leading edge cooling
US7217092B2 (en) * 2004-04-14 2007-05-15 General Electric Company Method and apparatus for reducing turbine blade temperatures
US8585365B1 (en) * 2010-04-13 2013-11-19 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with triple pass serpentine cooling
US9995149B2 (en) * 2013-12-30 2018-06-12 General Electric Company Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
CN105422188A (zh) * 2016-01-13 2016-03-23 北京航空航天大学 一种带隔热罩式复合冷却结构的涡轮叶片
US10605096B2 (en) 2016-05-12 2020-03-31 General Electric Company Flared central cavity aft of airfoil leading edge

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JPS59173504A (ja) * 1983-03-22 1984-10-01 Agency Of Ind Science & Technol ガスタ−ビンの静翼
CN1924298A (zh) * 2005-08-31 2007-03-07 联合工艺公司 可制造并且可检查的冷却叶片的微型回路
EP1849960A3 (en) * 2006-04-27 2010-03-10 Hitachi, Ltd. Turbine blade having internal cooling passage
US8535004B2 (en) * 2010-03-26 2013-09-17 Siemens Energy, Inc. Four-wall turbine airfoil with thermal strain control for reduced cycle fatigue
WO2014052277A1 (en) * 2012-09-26 2014-04-03 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil cooling circuit
CN104685092A (zh) * 2012-10-05 2015-06-03 西门子公司 用于制造涡轮组件的方法
CN202900329U (zh) * 2012-11-29 2013-04-24 哈尔滨汽轮机厂有限责任公司 一种燃机透平动叶
EP2835501A1 (en) * 2013-08-08 2015-02-11 Rolls-Royce plc Aerofoil component and corresponding gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
US20200063574A1 (en) 2020-02-27
US20220056805A1 (en) 2022-02-24
KR102323269B1 (ko) 2021-11-09
US20170328218A1 (en) 2017-11-16
US11199098B2 (en) 2021-12-14
CN107366555A (zh) 2017-11-21
US10605096B2 (en) 2020-03-31
US11732593B2 (en) 2023-08-22
DE102017110050A1 (de) 2017-11-16
JP2017203456A (ja) 2017-11-16
JP7118598B2 (ja) 2022-08-16
KR20170128146A (ko) 2017-11-22

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107366555B (zh) 叶片以及涡轮转子叶片
US9995149B2 (en) Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
KR102377650B1 (ko) 에어포일 선행 에지 통로의 후미에서 외벽에 걸쳐 있는 중간 중앙 통로
US20150184538A1 (en) Interior cooling circuits in turbine blades
US9528381B2 (en) Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
EP3415719B1 (en) Turbomachine blade cooling structure
US9759071B2 (en) Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
KR102373727B1 (ko) 냉매 통로의 턴 개구에 응력 저감용 구근식 돌출부를 갖춘 블레이드
US9879547B2 (en) Interior cooling circuits in turbine blades
CN107366554B (zh) 具有用于翼型件的限定凹面曲率的内部肋
US9739155B2 (en) Structural configurations and cooling circuits in turbine blades
US20210131291A1 (en) Turbine blade with tip shroud cooling passage

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
TR01 Transfer of patent right
TR01 Transfer of patent right

Effective date of registration: 20240114

Address after: Swiss Baden

Patentee after: GENERAL ELECTRIC CO. LTD.

Address before: New York, United States

Patentee before: General Electric Co.