CN107429568A - 用于涡轮发动机中的翼型件的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统 - Google Patents

用于涡轮发动机中的翼型件的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统 Download PDF

Info

Publication number
CN107429568A
CN107429568A CN201580077832.6A CN201580077832A CN107429568A CN 107429568 A CN107429568 A CN 107429568A CN 201580077832 A CN201580077832 A CN 201580077832A CN 107429568 A CN107429568 A CN 107429568A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling fluid
rib
control unit
airfoil
fluid flowing
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.)
Granted
Application number
CN201580077832.6A
Other languages
English (en)
Other versions
CN107429568B (zh
Inventor
李经邦
卡莱布·迈尔斯
埃里克·约翰逊
史蒂文·克斯特
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.)
Siemens Energy Inc
Original Assignee
Siemens Energy Inc
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 Siemens Energy Inc filed Critical Siemens Energy Inc
Publication of CN107429568A publication Critical patent/CN107429568A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107429568B publication Critical patent/CN107429568B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

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
    • 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
    • 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
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing 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
    • F05D2240/304—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 trailing edge of a rotor blade

Landscapes

  • Engineering & Computer Science (AREA)
  • Mechanical Engineering (AREA)
  • General Engineering & Computer Science (AREA)
  • Turbine Rotor Nozzle Sealing (AREA)

Abstract

公开了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件(10)，翼型件(10)包括具有一个或更多个收缩扩张出口槽(20)的内部冷却系统(14)，收缩扩张出口槽(20)构造成通过增加冷却流体与翼型件(10)的压力侧和吸力侧(36、38)的内表面(24、30)的接触来提高冷却系统(14)在翼型件(10)的后缘(34)处的效率。在至少一个实施方式中，后缘冷却通道(18)可以包括一个或更多个收缩扩张出口槽(20)以进一步对后缘冷却通道(18)加压，并且后缘冷却通道(18)可以由在形成压力侧和吸力侧(36、38)的外壁(13、12)之间延伸的第一及第二肋(80、82)形成。收缩扩张出口槽(20)可以由入口(86)的横截面面积比出口(88)大的第一收缩部段(84)和入口(92)的横截面面积比出口(94)小的第二扩张部段(90)形成。

Description

用于涡轮发动机中的翼型件的在后缘冷却通道中具有收缩扩 张出口槽的内部冷却系统
关于联邦资助的研究或开发的声明
本发明的开发部分地得到美国能源部的合同号为DE-FC26-05NT42644的先进涡轮机开发项目的支持。因此，美国政府对本发明可以享有一定的权利。
技术领域
本发明总体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于燃气涡轮发动机中的翼型件的内部冷却系统。
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、用于混合压缩空气与燃料并且点燃混合物的燃烧室、以及用于产生动力的涡轮机动叶组件。燃烧室通常在可能超过2500华氏度的高温下运行。典型的涡轮机燃烧室构型使涡轮机的静叶和动叶组件暴露于高温。因此，涡轮机的静叶和动叶必须由能够耐受如此高温的材料制成，或必须包括冷却特征以使得涡轮机部件能够在超出材料性能的环境中继续使用。涡轮发动机通常包括从壳体径向向内延伸的多排静止的涡轮机静叶并且包括附接至转子组件以使转子旋转的多排可转动的涡轮机动叶。
通常，涡轮机翼型件暴露于加热翼型件的高温燃烧室气体。翼型件包括用于降低翼型件的温度的内部冷却系统。如图10中所示，许多常规的冷却系统包括位于后缘处的线型出口槽。这些出口槽是线型的且在弦向方向具有相同的截面。这些动叶通常在后缘区域经受高温。线型出口槽致使与流经其的冷却流体的接触最少，从而导致有限的效率。因此，需要改进翼型件后缘处的冷却效率。
发明内容
公开了一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，其中，翼型件包括具有一个或更多个收缩扩张出口槽的内部冷却系统，所述一个或更多个收缩扩张出口槽构造成通过增加冷却流体与翼型件的压力侧的内表面和吸力侧的内表面的接触来提高冷却系统在翼型件的后缘处的效率。在至少一个实施方式中，后缘冷却通道可以包括一个或更多个收缩扩张出口槽以进一步对后缘冷却通道加压，并且后缘冷却通道可以由在形成压力侧的外壁与形成吸力侧的外壁之间延伸的第一肋和在形成压力侧的外壁与形成吸力侧的外壁之间延伸的第二肋形成。收缩扩张出口槽可以由第一收缩部段和第二扩张部段形成，第一收缩部段的入口的横截面面积比出口的横截面面积大，第二扩张部段的入口的横截面面积比出口的横截面面积小。一个或更多个微型肋可以延伸到收缩扩张出口槽中以将冷却流体向翼型件的压力侧和吸力侧引导来提高冷却系统的冷却效率。
在至少一个实施方式中，用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼型件可以由大致长形的中空翼型件形成，该大致长形的中空翼型件由外壁形成，并且具有前缘、后缘、压力侧、吸力侧以及定位在大致长形的中空翼型件的内部结构内的冷却系统。冷却系统可以包括定位在翼型件的后缘处的一个或更多个后缘冷却通道。后缘冷却通道可以包括一个或更多个收缩扩张出口槽，收缩扩张出口槽由在形成压力侧的外壁与形成吸力侧的外壁之间延伸的第一肋以及在形成压力侧的外壁与形成吸力侧的外壁之间延伸的第二肋形成。收缩扩张出口槽可以由收缩部段和扩张部段形成，收缩部段的入口的横截面面积比出口的横截面面积大，扩张部段的入口的横截面面积比出口的横截面面积小。
收缩扩张出口槽可以包括从压力侧延伸到收缩扩张出口槽中的一个或更多个微型肋。收缩扩张出口槽可以包括从吸力侧延伸到收缩扩张出口槽中的一个或更多个微型肋。收缩扩张出口槽可以包括一个或更多个微型肋，所述一个或更多个微型肋在扩张部段中定位成使得至少一个微型肋从冷却流体流动路径的轴线向下游沿不同的方向延伸以加强从扩张部段排出的冷却流体的扩散。在至少一个实施方式中，多个微型肋可以从压力侧延伸到收缩扩张出口槽的收缩部段中，并且多个微型肋可以从吸力侧延伸到收缩扩张出口槽的扩张部段中。
后缘冷却通道可以包括一个或更多个或多个冷却流体流动控制部，所述冷却流体流动控制部从大致长形的中空翼型件的形成压力侧的外壁向形成吸力侧的外壁延伸。冷却流体流动控制部可以形成朝后缘向下游延伸的多个交替的Z字型通道。冷却流体流动控制部可以定位在至少一个收缩扩张出口槽的上游。
在使用期间，冷却流体，如空气但不限于空气，可以从压缩机或其他这种冷却空气源供应至后缘冷却通道。冷却流体可以在形成交替的Z字型通道的一排或更多排冷却流体流动控制部之间冲击并通过。冷却流体也可以冲击并且流经多个扰流柱。冷却流体可以进入一个或更多个收缩扩张出口槽。具体地，冷却流体可以流入收缩部段的入口。冷却流体可以冲击压力侧上的微型肋并且被朝向吸力侧引导。冷却流体也可以冲击吸力侧上的微型肋并且被朝向压力侧引导。冷却流体还可以冲击从第一肋和第二肋中的一者或两者延伸的一个或更多个微型肋。微型肋在冷却流体流动路径中引发湍流并且增强热传导。收缩部段减小入口与出口之间的流动路径，从而增加后缘冷却通道内的压力并且增加收缩部段内的冷却流体的速度。
冷却流体可以经收缩部段的出口流入扩张部段的入口。扩张部段中的冷却流体的速度减小。定位在扩张部段内的微型肋将冷却流体部分地向下游并且部分地沿径向向内或向外引导以使通过扩张部段的冷却流体流动路径扩散。冷却流体可以在从扩张部段的出口排出之后从翼型件的后缘排出。冷却流体可以从扩张部段的出口排出到后缘槽，该后缘槽可以沿后缘冷却通道的整个长度或部分长度延伸。在至少一个实施方式中，后缘槽可以是单个槽。
分析显示，与在翼型件后缘处具有常规线型轴向槽相比，内部冷却系统能够使形成后缘的外壁的温度降低多达约100摄氏度。此外，与在翼型件后缘处具有常规线型轴向槽相比，具有冷却流体流动控制部的内部冷却系统的实施方式能够使形成后缘的外壁的温度降低多达约150摄氏度。
这些及其他实施方式将在下面更详细地描述。
附图说明
附图包含在本说明中并且构成本说明的一部分，附图示出了本公开发明的实施方式并且与说明书一起公开了本发明的原理。
图1是包括内部冷却系统的涡轮机翼型件静叶的立体图。
图2是沿图1中的剖面线2-2截取的图1的涡轮机翼型件的局部立体图。
图3是在图2中的细节3处截取的包括收缩扩张出口槽的内部冷却系统的后缘冷却通道的细节图。
图4是沿图3中的剖面线4-4截取的具有收缩扩张出口槽的后缘冷却通道的局部剖面侧面细节图。
图5是在图2中的细节5处截取的包括收缩扩张出口槽的内部冷却系统的后缘冷却通道的细节图。
图6是图1中包括内部冷却系统的后缘槽的涡轮机翼型件静叶的后缘的立体图。
图7是在图6中的细节7处截取的包括收缩扩张出口槽的内部冷却系统的后缘冷却通道的细节图。
图8是在图3中的细节8处截取的在内部冷却系统的后缘冷却通道中的形成收缩扩张出口槽的肋和从该肋延伸的微型肋的细节图。
图9是在图5中的剖面线9-9处截取的在吸力侧上的微型肋的剖面细节图。
图10是常规涡轮机翼型件的具有线型排放槽的后缘冷却通道的局部剖视图。
图11是示出了具有如图5中所示的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统的翼型件的冷却比具有带有如图10中所示的线型排放槽的内部冷却系统的翼型件的冷却更好的分析图。
图12是具有如图5中所示的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统的翼型件如涡轮机动叶与具有带有如图10中所示的线型排放槽的内部冷却系统的翼型件相比的中叶展处后缘温度的曲线。
图13是示出了具有如图5中所示的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统的翼型件如涡轮机动叶与具有带有如图10中所示的线型排放槽的内部冷却系统的翼型件相比的金属温度的一组图。
图14是具有如图5中所示的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统的翼型件如涡轮机静叶与具有带有如图10中所示的线型排放槽的内部冷却系统的翼型件相比沿翼型件的压力侧和吸力侧上所示的标明的中叶展位置截取的中叶展处后缘温度的曲线。
图15是示出了线型轴向后缘槽的内部热传导系数的图。
图16是示出了具有如图5中所示的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统的翼型件的内部热传导系数的图。
图17是包括内部冷却系统的涡轮机翼型件如涡轮机动叶的立体图。
具体实施方式
如图1至图9、图11至图14、图16以及图17中所示，公开了一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼型件10，其中，翼型件10包括具有一个或更多个收缩扩张出口槽20的内部冷却系统14，所述一个或更多个收缩扩张出口槽20构造成通过增加冷却流体与翼型件10的压力侧36的内表面24和吸力侧38的内表面30的接触来提高冷却系统14在翼型件10的后缘34处的效率。在至少一个实施方式中，后缘冷却通道18可以包括一个或更多个收缩扩张出口槽20以进一步对后缘冷却通道18加压，并且后缘冷却通道18可以由在形成压力侧36的外壁13与形成吸力侧38的外壁12之间延伸的第一肋80和在形成压力侧36的外壁13与形成吸力侧38的外壁12之间延伸的第二肋82形成。收缩扩张出口槽20可以由第一收缩部段84以及第二扩张部段90形成，第一收缩部段84的入口86的横截面面积比出口88的横截面面积大，第二扩张部段90的入口92的横截面面积比出口94的横截面面积小。一个或更多个微型肋96、98、100可以延伸到收缩扩张出口槽20中以将冷却流体朝向翼型件10的压力侧36和吸力侧38引导来提高冷却系统14的冷却效率。
在至少一个实施方式中，如图1和图17中所示，大致长形的中空翼型件26由外壁12、13形成，并且具有前缘32、后缘34、压力侧36、吸力侧38以及定位在大致长形的中空翼型件26的内部结构内的冷却系统14。如图3和图5中所示，冷却系统14可以包括定位在翼型件26的后缘34处的一个或更多个后缘冷却通道18。后缘冷却通道18可以包括一个或更多个收缩扩张出口槽20，收缩扩张出口槽20由在形成压力侧36的外壁13与形成吸力侧38的外壁12之间延伸的第一肋80和在形成压力侧36的外壁13与形成吸力侧38的外壁12之间延伸的第二肋82形成。冷却系统14可以包括一个或更多个收缩扩张出口槽20，收缩扩张出口槽20由收缩部段84以及扩张部段90形成，收缩部段84的入口86的横截面面积比出口88的横截面面积大，扩张部段90的入口92的横截面面积比出口94的横截面面积小。扩张部段90的入口92可以与收缩部段84的出口88直接流体连通。在至少一个实施方式中，扩张部段90的入口92可以联接至收缩部段84的出口88并且可以紧邻收缩部段84位于下游。
冷却系统14和收缩扩张出口槽20可以定位在涡轮机动叶或涡轮机静叶内。例如，在至少一个实施方式中，如图17中所示，大致长形的中空翼型件26可以由转动的涡轮机动叶形成，该涡轮机动叶具有位于第一端部122处的梢部120和位于第二端部126处的根部124，其中，第二端部126位于翼型件26的与第一端部122相反的端部处。在另一实施方式中，如图1中所示，大致长形的中空翼型件26可以由静止的涡轮机静叶形成，该涡轮机静叶由位于第一端部42处的内端壁40和位于第二端部46处的外端壁44形成，其中，第二端部46通常位于大致长形的中空翼型件26的与第一端部42相反的一侧。
如图3和图5所示，收缩扩张出口槽20可以构造成使得收缩部段84的弦向延伸长度比扩张部段90的弦向延伸长度大。在至少一个实施方式中，收缩部段84的弦向延伸长度可以是扩张部段90的弦向延伸长度的1.5倍至4倍。收缩部段84的弦向延伸长度可以是扩张部段90的弦向延伸长度的2倍至3倍。收缩扩张出口槽20也可以构造成使得扩张部段90的弦向延伸长度比收缩部段84的弦向延伸长度长。在至少一个实施方式中，第一肋80的下游端部116和第二肋82的下游端部118可以终止于后缘34的上游以改善冷却并且降低金属温度。
如图3和图5中所示，收缩部段84的出口88的横截面面积可以比收缩部段84的入口86的横截面面积至少小25％。在至少一个实施方式中，收缩部段84的出口88的横截面面积可以比收缩部段84的入口86的横截面面积小约33％。收缩扩张出口槽20也可以构造成使得收缩部段84的入口86的横截面面积约等于扩张部段90的出口94的横截面面积。
如图3至图5以及图7中所示，冷却系统14也可以包括从压力侧36延伸到收缩扩张出口槽20中的至少一个微型肋96。延伸到收缩扩张出口槽20中的微型肋96可以与延伸穿过收缩扩张出口槽20的冷却流体流动路径的轴线74不平行且不正交。在至少一个实施方式中，收缩扩张出口槽20可以包括从压力侧36延伸到收缩扩张出口槽20中的多个微型肋96。
冷却系统14还可以包括从吸力侧38延伸到收缩扩张出口槽20中的至少一个微型肋98。在至少一个实施方式中，一个或更多个或者多个微型肋(98)可以定位在收缩部段(84)内。延伸到收缩扩张出口槽20中的微型肋98可以与延伸穿过收缩扩张出口槽20的冷却流体流动路径的轴线74不平行且不正交。延伸到收缩扩张出口槽20中的微型肋98的前端102可以定位成比后端104更靠近第二肋82，并且延伸到收缩扩张出口槽20中的至少一个微型肋96的前端106可以定位成比后端108更靠近第一肋80。由此，流经收缩扩张出口槽20的冷却流体将被沿不同的方向朝向压力侧36和吸力侧38引导，从而提高了收缩扩张出口槽20的冷却性能。延伸到收缩扩张出口槽20中的微型肋98可以自微型肋96在弦向方向76上偏移，使得微型肋96、98在从压力侧36向吸力侧38延伸的方向上不重叠。在至少一个实施方式中，收缩扩张出口槽20可以包括从吸力侧38延伸到收缩扩张出口槽20中的多个微型肋98。如图3和图5中所示，微型肋96、98在扩张部段90中可以定位成使得微型肋96、98从冷却流体流动路径的轴线74向下游沿不同的方向延伸以加强从扩张部段90排出的冷却流体的扩散。
微型肋96、98可以具有任何合适的尺寸和形状。在至少一个实施方式中，微型肋96、98的高度和宽度可以大致相等。在其他实施方式中，微型肋96、98的高度和宽度可以不同。一个或更多个微型肋96、98的外角部可以在微型肋96、98的整个长度或仅部分长度上被倒圆。微型肋96、98可以延伸到冷却流体流动路径中不到百分之二十五。
如图3、图3至图5以及图8中所示，冷却系统14还可以在收缩部段84中包括从第一肋80向第二肋82延伸的一个或更多个微型肋100。冷却系统14还可以在收缩部段84中包括从第二肋82向第一肋80延伸的一个或更多个微型肋100。从第一肋80延伸的微型肋100可以与从第二肋82延伸的微型肋100对齐。微型肋100可以具有任何合适的尺寸和形状。在至少一个实施方式中，微型肋100的高度和宽度可以大致相等。在其他实施方式中，微型肋100的高度和宽度可以不同。一个或更多个微型肋100的外角部可以在微型肋100的整个长度或仅部分长度上被倒圆。微型肋100可以延伸到冷却流体流动路径中不到百分之二十。
如图2和图5中所示，冷却系统14还可以包括一个或更多个冷却流体流动控制部22，如多个冷却流体流动控制部22，所述一个或更多个冷却流体流动控制部22从大致长形的中空翼型件26的形成压力侧36的外壁13向形成吸力侧38的外壁12延伸，其中，冷却流体流动控制部22形成朝后缘34向下游延伸的多个交替的Z字型通道52。多个冷却流体流动控制部22可以定位在一个或更多个收缩扩张出口槽20的上游。冷却流体流动控制部22可以由吸力侧56和位于吸力侧56的相反侧的压力侧54形成。压力侧54和吸力侧56可以经由前缘58和后缘60联接在一起，该后缘60位于冷却流体流动控制部22的与前缘58相反的端部上。压力侧54可以具有大致凹形的弯曲表面并且吸力侧56可以具有大致凸形的弯曲表面。
多个冷却流体流动控制部22可以聚集成冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的第一排64以及沿展向方向延伸的第二排66。在冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的第一排64内的每个冷却流体流动控制部22可以类似地定位成使得，除了在沿展向方向延伸的第一排64的端部处的冷却流体流动控制部22外，一个冷却流体流动控制部22的压力侧54与相邻的冷却流体流动控制部22的吸力侧56相邻。冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的排66可以定位在冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的第一排64的下游。冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的第二排66可以具有一个或更多个冷却流体流动控制部22，所述一个或更多个冷却流体流动控制部22的压力侧54与冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的第一排64中的冷却流体流动控制部22的压力侧位于相反侧，从而使得流经冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的第二排66的冷却流体以展向向量68向下游引导，其中，展向向量68与由冷却流体流动控制部22的沿展向方向延伸的第一排64赋予冷却流体的展向向量70相反。
冷却系统14的后缘通道18可以包括一排或更多排扰流柱110，扰流柱110在冷却流体流动控制部22的下游从形成压力侧36的外壁13向形成吸力侧38的外壁112延伸。扰流柱110可以具有大致圆形的截面区域或其他合适的形状。扰流柱110可以定位成扰流柱110的沿展向方向延伸的一个或更多个排112。在至少一个实施方式中，扰流柱110彼此之间或者在除了外壁12、13之外的相邻结构之间可以具有约1.5毫米的最小距离。
在使用期间，冷却流体，如空气但不限于空气，可以从压缩机或其他这种冷却空气源供应至后缘冷却通道18。冷却流体可以在形成交替的Z字型通道52的一排或更多排64、66的冷却流体控制部22之间冲击并通过。冷却流体也可以冲击并且流经多个扰流柱110。冷却流体可以进入一个或更多个收缩扩张出口槽20。具体地，冷却流体可以流入收缩部段84的入口86。冷却流体可以冲击压力侧36上的微型肋96并且被朝向吸力侧38引导。冷却流体也可以冲击吸力侧38上的微型肋98并且被朝向压力侧36引导。冷却流体还可以冲击从第一肋80和第二肋82中的一者或两者延伸的一个或更多个微型肋100。微型肋100在冷却流体流动路径中引起湍流并且增强热传导。收缩部段84减小入口86与出口88之间的流动路径，从而增加后缘冷却通道18内的压力并且增加收缩部段84内的冷却流体的速度。
冷却流体可以经收缩部段84的出口88流入扩张部段90的入口92。扩张部段90中的冷却流体的速度减小。定位在扩张部段90内的微型肋96、98将冷却流体部分地向下游并且部分地沿径向向内或向外引导以使通过扩张部段90的冷却流体流动路径扩散。冷却流体可以在从扩张部段90的出口94排出之后从翼型件26的后缘34排出。冷却流体可以从扩张部段90的出口94排出到如图6和图7中所示的后缘槽128，该后缘槽128可以沿后缘冷却通道18的整个长度或部分长度延伸。在至少一个实施方式中，后缘槽128可以是单个槽128。
如图12中所示，分析显示与在翼型件后缘处具有常规线型轴向槽相比，内部冷却系统14能够使形成翼型件26的后缘34的外壁12、13的温度降低多达约100摄氏度，翼型件26例如为动叶。此外，如图13和图14中所示，与在静叶翼型件后缘处具有常规线型轴向槽相比，具有冷却流体流动控制部22的内部冷却系统14的实施方式能够使形成后缘34的外壁12、13的温度降低多达约150摄氏度，如图16所示的具有冷却流体流动控制部22的内部冷却系统14的实施方式的热传导系数比如图15所示的具有线型排出孔口的常规动叶翼型件的热传导系数大。
前述内容是为了说明、解释以及描述本发明的实施方式的目的而提供的。对这些实施方式的修改和改型对于本领域的技术人员而言将是显而易见的并且可以在不背离本发明的范围或主旨的情况下做出。

Claims (20)

1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮机翼型件(10)，其特征在于：
大致长形的中空翼型件(26)，所述大致长形的中空翼型件(26)由外壁(12、13)形成并且具有前缘(32)、后缘(34)、压力侧(36)、吸力侧(38)以及定位在所述大致长形的中空翼型件(26)的内部结构内的冷却系统(14)；
所述冷却系统(14)包括定位在所述翼型件(26)的所述后缘(34)处的至少一个后缘冷却通道(18)；
其中，所述至少一个后缘冷却通道(18)包括至少一个收缩扩张出口槽(20)，所述至少一个收缩扩张出口槽(20)由在形成所述压力侧(36)的外壁(13)与形成所述吸力侧(38)的外壁(12)之间延伸的第一肋(80)以及在形成所述压力侧(36)的外壁(13)与形成所述吸力侧(38)的外壁(12)之间延伸的第二肋(82)形成；并且
其中，所述至少一个收缩扩张出口槽(20)由收缩部段(84)和扩张部段(90)形成，所述收缩部段(84)的入口(86)的横截面面积比所述收缩部段(84)的出口(88)的横截面面积大，所述扩张部段(90)的入口(92)的横截面面积比所述扩张部段(90)的出口(94)的横截面面积小。
2.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，所述收缩部段(84)的弦向延伸长度比所述扩张部段(90)的弦向延伸长度大。
3.根据权利要求2所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，所述收缩部段(84)的弦向延伸长度是所述扩张部段(90)的弦向延伸长度的1.5倍至4倍。
4.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，所述收缩部段(84)的所述出口(88)的横截面面积比所述收缩部段(84)的所述入口(86)的横截面面积至少小25％。
5.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，所述收缩部段(84)的所述入口(86)的横截面面积约等于所述扩张部段(90)的所述出口(94)的横截面面积。
6.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(10)，其特征还在于从所述压力侧(36)延伸到所述收缩扩张出口槽(20)中的至少一个微型肋(96)。
7.根据权利要求6所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，延伸到所述收缩扩张出口槽(20)中的所述至少一个微型肋(96)与延伸穿过所述收缩扩张出口槽(20)的冷却流体流动路径的轴线(74)不平行且不正交。
8.根据权利要求6所述的涡轮机翼型件(10)，其特征还在于从所述吸力侧(38)延伸到所述收缩扩张出口槽(20)中的至少一个微型肋(98)。
9.根据权利要求8所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，延伸到所述收缩扩张出口槽(20)中的所述至少一个微型肋(98)与延伸穿过所述收缩扩张出口槽(20)的冷却流体流动路径的轴线(74)不平行且不正交。
10.根据权利要求9所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，延伸到所述收缩扩张出口槽(20)中的所述至少一个微型肋(98)的前端(102)定位成比后端(104)更靠近所述第二肋(82)，并且延伸到所述收缩扩张出口槽(20)中的所述至少一个微型肋(96)的前端(106)定位成比后端(108)更靠近所述第一肋(80)。
11.根据权利要求8所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，延伸到所述收缩扩张出口槽(20)中的所述至少一个微型肋(98)自所述至少一个微型肋(96)在弦向方向(76)上偏移，使得所述微型肋(96、98)在从所述压力侧(36)向所述吸力侧(38)延伸的方向上不重叠。
12.根据权利要求8所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，所述至少一个微型肋(96、98)在所述扩张部段(90)中定位成使得所述至少一个微型肋(96、98)从冷却流体流动路径的轴线(74)向下游沿不同的方向延伸以加强从所述扩张部段(90)排出的冷却流体的扩散。
13.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(10)，其特征还在于在所述收缩部段(84)中从所述第一肋(80)向所述第二肋(82)延伸的至少一个微型肋(100)。
14.根据权利要求13所述的涡轮机翼型件(10)，其特征还在于在所述收缩部段(84)中从所述第二肋(82)向所述第一肋(80)延伸的至少一个微型肋(100)。
15.根据权利要求14所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，从所述第一肋(80)延伸的所述至少一个微型肋(100)与从所述第二肋(82)延伸的所述至少一个微型肋(100)对齐。
16.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(10)，其特征还在于多个冷却流体流动控制部(22)，所述多个冷却流体流动控制部(22)从所述大致长形的中空翼型件(26)的形成所述压力侧(36)的外壁(13)向形成所述吸力侧(38)的外壁(12)延伸，其中，所述冷却流体流动控制部(22)形成朝所述后缘(34)向下游延伸的多个交替的Z字型通道(52)，并且其中，所述多个冷却流体流动控制部(22)定位在所述至少一个收缩扩张出口槽(20)的上游。
17.根据权利要求16所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，所述冷却流体流动控制部(22)中的至少一个冷却流体流动控制部由吸力侧(56)和位于吸力侧(56)的相反侧的压力侧(54)形成，其中，所述压力侧(54)和所述吸力侧(56)经由所述至少一个冷却流体流动控制部(22)的前缘(58)和后缘(60)联接在一起，所述至少一个冷却流体流动控制部(22)的所述后缘(60)位于所述至少一个冷却流体流动控制部(22)的所述前缘(58)的相反端，并且其中，所述压力侧(54)具有大致凹形的弯曲表面并且所述吸力侧(56)具有大致凸形的弯曲表面。
18.根据权利要求17所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，所述多个冷却流体流动控制部(22)聚集成冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的第一排(64)以及沿展向方向延伸的第二排(66)，其中，在冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的所述第一排(64)内的每个冷却流体流动控制部(22)类似地定位成使得除了位于沿展向方向延伸的所述第一排(64)的端部处的冷却流体流动控制部(22)外，一个冷却流体流动控制部(22)的压力侧(54)与相邻的冷却流体流动控制部(22)的吸力侧(56)相邻，并且其中，冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的所述排(66)定位在冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的所述第一排(64)的下游。
19.根据权利要求18所述的涡轮机翼型件(10)，其特征在于，冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的所述第二排(66)具有至少一个冷却流体流动控制部(22)，所述第二排(66)中的所述至少一个冷却流体流动控制部(22)的压力侧(54)位于冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的所述第一排(64)中的冷却流体流动控制部(22)的压力侧的相反侧，从而使得流经冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的所述第二排(66)的冷却流体以展向向量(68)向下游引导，所述展向向量(68)与由冷却流体流动控制部(22)的沿展向方向延伸的所述第一排(64)赋予冷却流体的展向向量(70)相反。
20.根据权利要求1所述的涡轮机翼型件(10)，其特征还在于多排扰流柱(110)，所述多排扰流柱(110)在所述冷却流体流动控制部(22)的下游从形成所述压力侧(36)的外壁(13)向形成所述吸力侧(38)的外壁(12)延伸。
CN201580077832.6A 2015-03-17 2015-03-17 用于涡轮发动机中的翼型件的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统 Active CN107429568B (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2015/020858 WO2016148693A1 (en) 2015-03-17 2015-03-17 Internal cooling system with converging-diverging exit slots in trailing edge cooling channel for an airfoil in a turbine engine

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107429568A true CN107429568A (zh) 2017-12-01
CN107429568B CN107429568B (zh) 2019-11-29

Family

ID=54207659

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580077832.6A Active CN107429568B (zh) 2015-03-17 2015-03-17 用于涡轮发动机中的翼型件的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统

Country Status (5)

Country Link
US (1) US10060270B2 (zh)
EP (1) EP3271554B1 (zh)
JP (1) JP2018512536A (zh)
CN (1) CN107429568B (zh)
WO (1) WO2016148693A1 (zh)

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110159355A (zh) * 2018-02-13 2019-08-23 通用电气公司 具有冷却孔的发动机构件
CN111335963A (zh) * 2020-02-20 2020-06-26 西安交通大学 一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片

Families Citing this family (11)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10830058B2 (en) * 2016-11-30 2020-11-10 Rolls-Royce Corporation Turbine engine components with cooling features
CN107035421A (zh) * 2017-06-01 2017-08-11 西北工业大学 一种带有阵列针肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
CN107013255A (zh) * 2017-06-01 2017-08-04 西北工业大学 一种带有连续直肋的涡轮叶片尾缘扰流半劈缝冷却结构
US10641106B2 (en) 2017-11-13 2020-05-05 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved airfoil dust removal
JP7337856B2 (ja) * 2018-06-29 2023-09-04 フィリップ・モーリス・プロダクツ・ソシエテ・アノニム アルカロイドを含有する材料のキャストシートの製造のためのキャスティング装置および方法
EP3813561B1 (en) * 2018-06-29 2023-02-15 Philip Morris Products S.A. Casting apparatus and method for the production of a cast sheet of a material containing alkaloids
KR102181265B1 (ko) * 2019-02-26 2020-12-02 두산중공업 주식회사 터빈 베인, 터빈 블레이드 및 이를 포함하는 가스 터빈
US10844728B2 (en) 2019-04-17 2020-11-24 General Electric Company Turbine engine airfoil with a trailing edge
CN113530683A (zh) * 2020-04-13 2021-10-22 中国航发商用航空发动机有限责任公司 涡轮叶片冷却系统和航空发动机
US11725526B1 (en) 2022-03-08 2023-08-15 General Electric Company Turbofan engine having nacelle with non-annular inlet
CN115075891A (zh) * 2022-05-29 2022-09-20 中国船舶重工集团公司第七0三研究所 一种压力侧排气的气冷涡轮导叶尾缘结构

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
US6616406B2 (en) * 2001-06-11 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil trailing edge cooling construction
CN1512036A (zh) * 2002-12-17 2004-07-14 ͨ�õ�����˾ 具有文德利出口的涡轮翼面
US20050281671A1 (en) * 2004-06-17 2005-12-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine airfoil trailing edge corner
US7762775B1 (en) * 2007-05-31 2010-07-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with cooled thin trailing edge
US20140112799A1 (en) * 2012-10-23 2014-04-24 Ching-Pang Lee Cooling arrangement for a gas turbine component
CN104487658A (zh) * 2012-05-09 2015-04-01 通用电气公司 非对称成形的后缘冷却孔

Family Cites Families (38)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3973874A (en) 1974-09-25 1976-08-10 General Electric Company Impingement baffle collars
US4257734A (en) 1978-03-22 1981-03-24 Rolls-Royce Limited Guide vanes for gas turbine engines
FR2473621A1 (fr) 1980-01-10 1981-07-17 Snecma Aube de distributeur de turbine
DE3615226A1 (de) 1986-05-06 1987-11-12 Mtu Muenchen Gmbh Heissgasueberhitzungsschutzeinrichtung fuer gasturbinentriebwerke
US5297946A (en) 1989-07-21 1994-03-29 The Japan Steel Works, Ltd. Multilayer parison extruder
EP0541207A1 (en) 1991-11-04 1993-05-12 General Electric Company Impingement cooled airfoil with bonding foil insert
US5253976A (en) 1991-11-19 1993-10-19 General Electric Company Integrated steam and air cooling for combined cycle gas turbines
US5246341A (en) * 1992-07-06 1993-09-21 United Technologies Corporation Turbine blade trailing edge cooling construction
JP3110227B2 (ja) 1993-11-22 2000-11-20 株式会社東芝 タービン冷却翼
JP3651490B2 (ja) 1993-12-28 2005-05-25 株式会社東芝 タービン冷却翼
US5591002A (en) 1994-08-23 1997-01-07 General Electric Co. Closed or open air cooling circuits for nozzle segments with wheelspace purge
US5842829A (en) 1996-09-26 1998-12-01 General Electric Co. Cooling circuits for trailing edge cavities in airfoils
JP3316405B2 (ja) 1997-02-04 2002-08-19 三菱重工業株式会社 ガスタービン冷却静翼
US6174135B1 (en) 1999-06-30 2001-01-16 General Electric Company Turbine blade trailing edge cooling openings and slots
US6273682B1 (en) 1999-08-23 2001-08-14 General Electric Company Turbine blade with preferentially-cooled trailing edge pressure wall
JP2002188406A (ja) * 2000-12-01 2002-07-05 United Technol Corp <Utc> 軸流回転機械用のロータブレード
US6499949B2 (en) 2001-03-27 2002-12-31 Robert Edward Schafrik Turbine airfoil trailing edge with micro cooling channels
US6607355B2 (en) 2001-10-09 2003-08-19 United Technologies Corporation Turbine airfoil with enhanced heat transfer
US6551063B1 (en) 2001-12-20 2003-04-22 General Electric Company Foil formed structure for turbine airfoil trailing edge
US6602047B1 (en) * 2002-02-28 2003-08-05 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
US7503749B2 (en) 2005-04-01 2009-03-17 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
US7575414B2 (en) 2005-04-01 2009-08-18 General Electric Company Turbine nozzle with trailing edge convection and film cooling
US7452186B2 (en) * 2005-08-16 2008-11-18 United Technologies Corporation Turbine blade including revised trailing edge cooling
US7604461B2 (en) 2005-11-17 2009-10-20 General Electric Company Rotor blade for a wind turbine having aerodynamic feature elements
US7387492B2 (en) 2005-12-20 2008-06-17 General Electric Company Methods and apparatus for cooling turbine blade trailing edges
US7736123B2 (en) 2006-12-15 2010-06-15 General Electric Company Plasma induced virtual turbine airfoil trailing edge extension
US7862291B2 (en) 2007-02-08 2011-01-04 United Technologies Corporation Gas turbine engine component cooling scheme
US8197210B1 (en) 2007-09-07 2012-06-12 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with leading edge insert
US8172504B2 (en) 2008-03-25 2012-05-08 General Electric Company Hybrid impingement cooled airfoil
US20100054915A1 (en) 2008-08-28 2010-03-04 United Technologies Corporation Airfoil insert
US8096771B2 (en) 2008-09-25 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling slot configuration for a turbine airfoil
US8348613B2 (en) 2009-03-30 2013-01-08 United Technologies Corporation Airflow influencing airfoil feature array
US20110107769A1 (en) 2009-11-09 2011-05-12 General Electric Company Impingement insert for a turbomachine injector
US8840363B2 (en) 2011-09-09 2014-09-23 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling system in a turbine airfoil assembly
US9004866B2 (en) 2011-12-06 2015-04-14 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade incorporating trailing edge cooling design
US8500405B1 (en) 2012-09-20 2013-08-06 Florida Turbine Technologies, Inc. Industrial stator vane with sequential impingement cooling inserts
US8936067B2 (en) 2012-10-23 2015-01-20 Siemens Aktiengesellschaft Casting core for a cooling arrangement for a gas turbine component
US8985949B2 (en) 2013-04-29 2015-03-24 Siemens Aktiengesellschaft Cooling system including wavy cooling chamber in a trailing edge portion of an airfoil assembly

Patent Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5243759A (en) * 1991-10-07 1993-09-14 United Technologies Corporation Method of casting to control the cooling air flow rate of the airfoil trailing edge
US6616406B2 (en) * 2001-06-11 2003-09-09 Alstom (Switzerland) Ltd Airfoil trailing edge cooling construction
CN1512036A (zh) * 2002-12-17 2004-07-14 ͨ�õ�����˾ 具有文德利出口的涡轮翼面
US20050281671A1 (en) * 2004-06-17 2005-12-22 Siemens Westinghouse Power Corporation Gas turbine airfoil trailing edge corner
US7762775B1 (en) * 2007-05-31 2010-07-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with cooled thin trailing edge
CN104487658A (zh) * 2012-05-09 2015-04-01 通用电气公司 非对称成形的后缘冷却孔
US20140112799A1 (en) * 2012-10-23 2014-04-24 Ching-Pang Lee Cooling arrangement for a gas turbine component

Cited By (3)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN110159355A (zh) * 2018-02-13 2019-08-23 通用电气公司 具有冷却孔的发动机构件
CN111335963A (zh) * 2020-02-20 2020-06-26 西安交通大学 一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片
CN111335963B (zh) * 2020-02-20 2021-06-08 西安交通大学 一种翼型扰流柱结构及涡轮叶片

Also Published As

Publication number Publication date
JP2018512536A (ja) 2018-05-17
US10060270B2 (en) 2018-08-28
WO2016148693A1 (en) 2016-09-22
US20180038233A1 (en) 2018-02-08
CN107429568B (zh) 2019-11-29
EP3271554A1 (en) 2018-01-24
EP3271554B1 (en) 2020-04-29

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107429568B (zh) 用于涡轮发动机中的翼型件的在后缘冷却通道中具有收缩扩张出口槽的内部冷却系统
EP3436668B1 (en) Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall
JP4063938B2 (ja) ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造
JP6283462B2 (ja) タービンエーロフォイル
EP2489838B1 (en) Cooled component for the turbine of a gas turbine engine
JP5901705B2 (ja) ガスタービン用静翼並びにこのような静翼を備えたガスタービン
US6082966A (en) Stator vane assembly for a turbomachine
US8668453B2 (en) Cooling system having reduced mass pin fins for components in a gas turbine engine
JP6650687B2 (ja) ロータブレード冷却
US8591190B2 (en) Blade cooling
JP2011515618A5 (zh)
CN108884716B (zh) 带有具备分流器特征的内部冷却通道的涡轮翼型件
US20170211393A1 (en) Gas turbine aerofoil trailing edge
JPS611805A (ja) ガスタービン機関に使う羽根
BR102016023917A2 (pt) aerofólio para um motor de turbina a gás
EP3358138B1 (en) Pre-swirler for gas turbine
JP2015127541A (ja) タービンブレード内の構造構成および冷却回路
GB1188401A (en) Cooled Vane Structure for High Temperature Turbines
JP2015127537A (ja) タービンブレードの内部冷却回路
JP2017125501A (ja) ガスタービンブレードおよび製造方法
EP3205824A1 (en) Accelerator insert for a gas turbine engine airfoil
CN109386309B (zh) 具有非均匀人字形销的发动机构件
KR102525225B1 (ko) 터보머신

Legal Events

Date Code Title Description
PB01 Publication
PB01 Publication
SE01 Entry into force of request for substantive examination
GR01 Patent grant
GR01 Patent grant
CP01 Change in the name or title of a patent holder
CP01 Change in the name or title of a patent holder

Address after: Florida, USA

Patentee after: Siemens energy USA

Address before: Florida, USA

Patentee before: SIEMENS ENERGY, Inc.