CN107532476B - 用于翼型件的前缘冷却通道 - Google Patents

用于翼型件的前缘冷却通道 Download PDF

Info

Publication number
CN107532476B
CN107532476B CN201580074633.XA CN201580074633A CN107532476B CN 107532476 B CN107532476 B CN 107532476B CN 201580074633 A CN201580074633 A CN 201580074633A CN 107532476 B CN107532476 B CN 107532476B
Authority
CN
China
Prior art keywords
airfoil
opening
section
cross
channel
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
CN201580074633.XA
Other languages
English (en)
Other versions
CN107532476A (zh
Inventor
G.沃格
E.P.皮扎诺
J.梅特尼奇
E.J.卡维克
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.)
H2 IP UK Ltd
Original Assignee
Ansaldo Energia IP UK Ltd
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 Ansaldo Energia IP UK Ltd filed Critical Ansaldo Energia IP UK Ltd
Publication of CN107532476A publication Critical patent/CN107532476A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN107532476B publication Critical patent/CN107532476B/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
    • F01D5/186—Film cooling
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F5/00—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product
    • B22F5/04—Manufacture of workpieces or articles from metallic powder characterised by the special shape of the product of turbine 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
    • F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
    • F01D25/08—Cooling; Heating; Heat-insulation
    • F01D25/12—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
    • 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
    • B—PERFORMING OPERATIONS; TRANSPORTING
    • B22—CASTING; POWDER METALLURGY
    • B22F—WORKING METALLIC POWDER; MANUFACTURE OF ARTICLES FROM METALLIC POWDER; MAKING METALLIC POWDER; APPARATUS OR DEVICES SPECIALLY ADAPTED FOR METALLIC POWDER
    • B22F10/00—Additive manufacturing of workpieces or articles from metallic powder
    • B22F10/20—Direct sintering or melting
    • B22F10/28—Powder bed fusion, e.g. selective laser melting [SLM] or electron beam melting [EBM]
    • 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
    • F05D2230/00—Manufacture
    • F05D2230/30—Manufacture with deposition of material
    • F05D2230/31—Layer deposition
    • 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
    • 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
    • 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
    • F05D2250/182—Two-dimensional patterned crenellated, notched
    • 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
    • F05D2250/183—Two-dimensional patterned zigzag
    • 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
    • F05D2250/184—Two-dimensional patterned sinusoidal
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/29—Three-dimensional machined; miscellaneous
    • F05D2250/292—Three-dimensional machined; miscellaneous tapered
    • 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
    • F05D2260/204—Heat transfer, e.g. cooling by the use of microcircuits
    • 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
    • Y02P—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES IN THE PRODUCTION OR PROCESSING OF GOODS
    • Y02P10/00—Technologies related to metal processing
    • Y02P10/25—Process efficiency
    • 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

提供了冷却翼型件的方法和系统。本发明提供了用于提供位于涡轮翼型件的壁内的冷却通道的系统和方法。这些冷却通道包括沿翼型件的长度和宽度在各个方向上逐渐缩减的微回路。此外，这些冷却通道具有多种形状和区域以促进在周围空气和翼型件之间的对流热传递。

Description

用于翼型件的前缘冷却通道
背景技术
典型燃气涡轮发动机包含三个主区段：压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段。当在标准操作周期中，压缩机区段用于对供应至燃烧器区段的空气加压。在燃烧器区段中，燃料与来自压缩机区段的加压空气混合且点燃，以便生成高温和高速率的燃烧气体。这些燃烧气体然后流入多级涡轮中，在那里高温气体流过旋转燃气涡轮翼型件和静止燃气涡轮翼型件的交替的排。静止导叶的排典型地用于将燃烧气体重新引导到旋转叶片的后续级上。涡轮区段沿公共轴向轴联接到压缩机区段上，使得涡轮区段驱动压缩机区段。
空气和热燃烧气体通过涡轮叶片和导叶引导穿过涡轮区段。这些叶片和导叶经历极端地高的操作温度，通常超过叶片和导叶由其制成的材料的接受力。极端的温度还可引起构件中的热生长(thermal growth)、热应力，且可导致耐久性不足。为了降低有效操作温度，通常利用空气或蒸汽冷却叶片和导叶。然而，冷却必须以有效的方式发生，以便有效地使用冷却流体。结果，尤其需要解决这些问题的用于燃气涡轮中的翼型件的改进的冷却设计。
发明内容
简短地且以高水平，本申请的主题大体上涉及并入到燃气涡轮翼型件中的冷却通路、通道和腔(chamber)。燃气涡轮翼型件包含翼型件壁，其包含内表面和外表面，且形成至少部分地由翼型件壁围住的翼型件腔。实施例提供了以各种位置、方向和构造在翼型件壁中形成的翼型件通路和腔穴(pocket)。翼型件通路允许冷却液体或空气传送穿过翼型件壁和翼型件腔，从而在燃气涡轮的操作期间冷却翼型件。
在本发明的第一实施例中，提供了一种用于具有前缘和后缘的用于燃气涡轮的翼型件。翼型件包含具有内表面和外表面的翼型件壁，翼型件壁形成至少部分地围住在翼型件壁内的翼型件腔，且多个翼型件通路在前缘处形成在翼型件壁中，该多个翼型件通路中的每个包含外表面中的第一开口、外表面中的第二开口、以及从翼型件壁内的第一开口和第二开口中的至少一个延伸到内表面中的第三开口的通道，第三开口提供在通道和翼型件腔之间的流体连通。
在本发明的第二实施例中，提供了一种燃气涡轮组件。该组件包含多个翼型件。该多个翼型件中的每个包含具有内表面和外表面的翼型件壁，翼型件壁形成至少部分地围住在翼型件壁内的翼型件腔，且翼型件通路形成在翼型件壁的前缘中。翼型件通路包含外表面中的第一开口、外表面中的第二开口、以及从翼型件壁内的第一开口和第二开口中的至少一个延伸到内表面中的第三开口的通道，第三开口提供在通道和翼型件腔之间的流体连通。通道在第三开口附近的第三横截面区域大于第一开口和第二开口中的至少一个的横截面区域，通道从所述第一开口和第二开口中的至少一个延伸。
在本发明的第三实施例中，提供了一种制造翼型件的方法。该方法包含提供翼型件，该翼型件包含具有内表面和外表面的翼型件壁，翼型件壁形成至少部分地围住在翼型件壁内的翼型件腔，且在翼型件壁的前缘内形成多个翼型件通路，该多个翼型件通路中的每个包含外表面中的第一开口、外表面中的第二开口、以及从翼型件壁内的第一开口和第二开口中的至少一个延伸到内表面中的第三开口的通道，第三开口提供在通道和翼型件腔之间的流体连通。
在本公开中描述的冷却回路、通道、通路和/或微回路在燃气涡轮翼型件的语境中经常讨论，但可用在任何类型的翼型件结构中。此外，冷却流体、气体、空气和/或空气流在本公开中可互换地使用，且指可传送穿过翼型件以提供翼型件的热传递和冷却的任何冷却介质。
附图说明
下文参照附图详细地描述本发明，在附图中：
图1A是现有技术的燃气涡轮翼型件的透视图；
图1B是现有技术的燃气涡轮导叶的透视图；
图2是图1A中所示的翼型件的截面图；
图3A是根据本发明的实施例的带有冷却通道的翼型件的成角度的透视截面图；
图3B是根据本发明的实施例的图3A中所示的翼型件的截面图；
图3C是根据本发明的实施例的图3A和3B中所示的翼型件的冷却腔穴的局部截面透视图；
图4A是根据本发明的实施例的带有冷却通道的第一构造的翼型件的截面图；
图4B是根据本发明的实施例的图4A中所示的翼型件的局部透视截面图；
图4C是根据本发明的实施例的可形成到翼型件壁中的沿径向逐渐缩减的翼型件通路的透视图；
图4D是根据本发明的实施例的并入翼型件壁中且包含流动湍流器(flowturbulator)的图4C中所示的翼型件通路的截面图；
图5A是根据本发明的实施例的具有多个冷却通道的翼型件的透视图；
图5B是根据本发明的实施例的图5A中所示的翼型件的截面立视图；
图6是根据本发明的实施例的并入到翼型件的前缘中的冷却通道的局部成角度的透视图；
图7A、7B和7C是根据本发明的实施例的可并入到翼型件中的各种冷却通道设计的剖视图；
图8是根据本发明的实施例的备选冷却通道设计的剖视图；
图9A和9B是根据本发明的实施例的备选冷却通道设计的剖视图；
图10A、10B和10C是根据本发明的实施例的备选冷却通道设计的剖视图；
图11是根据本发明的实施例的制造燃气涡轮翼型件的示例性方法的框图；
图12是根据本发明的实施例的制造燃气涡轮翼型件的示例性方法的框图；且
图13是根据本发明的实施例的制造燃气涡轮翼型件的示例性方法的框图。
具体实施方式
以高水平，本申请的主题大体上涉及用于燃气涡轮的翼型件，该翼型件包括以各种构造集成的冷却回路。翼型件大体上可包括带有内表面和外表面的至少部分地围住翼型件腔的翼型件壁。冷却回路可形成在翼型件壁中的各种位置中，以为了当燃气涡轮在运行中且冷却流体或气体传送穿过冷却回路时提供从翼型件的增强的热传递。对于在苛刻环境中运行的涡轮硬件，该翼型件冷却技术的使用完全构想成适于附加构件，诸如外直径平台和内直径平台、叶片外空气遮蔽件或叶片内空气遮蔽件、或备选的高温涡轮构件。
现在参考图1A，提供有燃气涡轮叶片100。涡轮叶片100包含通常称为根部102的底部部分，其可联接到转子盘(未示出)。理解的是，根部可完全集成到转子盘中，使得根部不延伸到流路(flow path)中。颈部103在径向向上(典型地垂直于转子中心轴线)的方向上从根部102延伸。颈部103可主要用作在根部102和燃气涡轮翼型件104之间的过渡件。
燃气涡轮翼型件104包含四个不同的部分。翼型件104的与加压气流产生接触的第一部分称为前缘106，与其相对的是，翼型件的与气流产生接触的最后部分定义为后缘108。前缘106沿转子中心轴线面向涡轮压缩机区段(未示出)、或涡轮入口。该方向称为轴向方向。当加压空气流在前缘106上受阻碍时，空气流分成带有不同的相对压力的两个分开的空气流。两个径向地延伸的壁连接前缘106和后缘108，所述两个径向地延伸的壁基于在壁上受阻碍的相对压力而限定。在图1A中看见的凹入表面限定为压力侧壁110。该表面的凹入几何形状沿压力侧壁110的长度生成较高的局部压力。吸力侧壁112与压力侧壁110相对。吸力侧壁112具有凸出几何形状，该凸出几何形状沿吸力侧壁112的长度生成较低的局部压力。
在压力侧壁110和吸力侧壁112之间产生的压力差沿燃气涡轮翼型件104的横截面产生向上提升的力。燃气涡轮翼型件104的横截面能够在图2中更详细地看见。该提升的力促使转子盘的旋转运动。转子盘可经由轴(未示出)联接到压缩机和发电机上，以用于发电的目的。图1A的最上部分示出了含有第一表面116的尖端护罩114，该第一表面116装有从第一表面116径向地向外延伸的刀刃118。凹进的腔穴120位于刀刃118之间。
现有技术的导叶组件150在图1B中示出，且包含内平台151、内轨道152、外平台153、以及在内平台151和外平台153之间延伸的导叶翼型件154。当内轨道152用作密封边缘腔区域的器件以免冷却空气代替传给指定导叶而泄漏到热气体路径中时，内轨道152还增强内平台151。内轨道152可位于冷却空气的气室附近，且因此以近似冷却空气的温度运行。
图2是用于燃气涡轮翼型件的现有技术冷却设计的横截面图。图2是用于示出冷却通路202和203的目的的横截面图。燃气涡轮翼型件可在温度超过用于构造翼型件的材料的熔点的环境中运行。因此，冷却通路202和203设为通过在运行期间使冷却空气流动穿过翼型件的冷却通路而降低翼型件的温度的方式。
传统地，空气冷却的涡轮翼型件由机械加工过程或熔模铸造过程(通过形成涡轮翼型件的蜡主体、提供围绕蜡部分的外壳、并且然后熔化蜡以留出用于液态金属的铸模)生产。然后，液态金属灌入铸模中以填充由蜡留出的空隙。蜡经常还含有陶瓷芯以在金属涡轮翼型件内建立冷却通路。一旦液态金属冷却和固化，壳被移除且陶瓷芯从现在是实心的金属涡轮翼型件中以化学的方式溶解掉，导致中空的涡轮翼型件。这些传统的铸造方法关于能够被铸造的几何形状具有限制。在增材制造(additive manufacturing)中的新发展已经出现，其能够扩展超过传统熔模铸造技术的能力。
图1A,1B和2的涡轮翼型件已知使用标准冶金技术(诸如熔模铸造)制造。然而，能够使用传统制造技术产生的几何形状受限制。内部几何形状以及小的几何形状复杂结构大体上不适合于压力铸造(die casting)。在增材制造领域中的发展已经适用于制造之前不可获得的复杂结构。本发明的实施例可使用增材制造过程产生。增材制造过程的示例是选择性激光熔化(selective laser melting)，在制造领域中更通常地已知为SLM。尽管SLM广泛地认为是普通增材制造过程，但本文描述的实施例能够利用任何增材制造过程制造，诸如选择性激光烧结(SLS)或直接金属激光烧结(DMLS)或备选的增材制造方法。本文描述的SLM过程旨在是非限制的和示例性的。
图3A和3B是根据本发明的实施例的并入各种冷却通道的示例性的燃气涡轮翼型件300的横截面透视图。翼型件300包括翼型件壁301，该翼型件壁301具有内表面303和外表面305。翼型件壁301至少部分地围住在翼型件壁301内的翼型件腔307。翼型件壁301作为整体包含前缘302、后缘304、压力侧壁306以及吸力侧壁308。腔穴310和312定位在压力侧壁306内。腔穴314和316定位在吸力侧壁308内。这些腔穴310,312,314和316已经引入到燃气涡轮翼型件300的翼型件壁301中，用于增加在翼型件300内的主动冷却的目的，这通过在翼型件300联接到其上的相关联的燃气涡轮的运行期间允许冷却流体或气体传送穿过翼型件壁301的内部部分以从翼型件300携带走热量来实现。
此外，腔穴区段310,312,314和316(其由在翼型件壁301内的空间示出)可使用增材制造过程来制造，如之前讨论的那样。如在图3A和3B中所示，腔穴310,312,314和316各自在翼型件壁301中延伸，且各自包括：在内表面303上的第一开口318，其可为多个第一开口318中的一个，为了简单而在后文称为第一开口318但旨在是非限制的(其可为冷却流体入口)；和在外表面305上的第二开口320，其可为多个第二开口320中的一个，为了简单而在后文称为第二开口320但旨在是非限制的(其可为冷却流体出口)。这些开口318,320被提供且成对以用于腔穴310,312,314和316中的每个。腔穴310,312,314和316中的每个的第一开口318提供在翼型件腔307和相应的腔穴310,312,314或316之间的流体连通，且第二开口320提供在相应的腔穴310,312,314或316和翼型件300的外部环境之间的流体连通。这些开口318,320供给和排出在图3A-3C中所示的翼型件的内部腔穴310,312,314和316。
在翼型件壁301的腔穴310,312,314和316中的每个内包括有多个基座322，其在腔穴310,312,314和316中的每个的内腔穴壁324和外腔穴壁326之间延伸。腔穴310,312,314和316可各自包括一个或多个流动湍流器(未示出)，其可为腔穴310,312,314或316的促进冷却流体或气体的湍流混合的挤压部分，以进一步提供侧壁冷却。这些能够实施或包括为各种不同的结构或挤压件，仅用于提供在腔穴310,312,314和316内的相应的第一开口318和相应的第二开口320之间行进的冷却流体的混合。湍流(turbulation)可备选地通过制造具有粗糙表面的腔穴实现。带有粗糙度的表面的形貌是复杂的，且不存在粗糙度的单独确定的测量。广泛使用的基本周长(perimeter)是“等效粗糙度”(Ra)，其限定为在给定采样长度内测得的表面与表面轮廓中心线的轮廓高度偏差的绝对值的算术平均。用于涡轮机构件的Ra的典型值，对于作为铸件的材料为125微英寸，且对于抛光的构件为25微英寸。在公开的实施例中，可通过将表面粗糙度定做成达到至少400Ra的等效粗糙度测量值来此外修改腔穴热传递系数。
腔穴310,312,314和316包括在翼型件侧壁中，且在大体上沿轴向方向从前缘302至后缘304的区域中逐渐缩减。逐渐缩减是各个相应的腔穴310,312,314和316的第一开口318和第二开口320之间的横截面区域的减小。腔穴310,312,314和316中的每个的第一开口318和第二开口320之间的横截面区域差异的比率可在1.1:1和10:1之间变化，以便使在相应的腔穴310,312,314和316中的每个内的第一开口318和第二开口320之间行进的冷却流体流加速。这造成在内部热获取(heat pick-up)和热传递系数之间的平衡。换句话说，当更多的热通过冷却流体或气体穿过相应的腔穴310,312,314和316从翼型件300移除时，冷却流体或气体变得更热且能够从翼型件壁301吸收较少热量，且在相应的腔穴310,312,314和316内的冷却流体或气体的加速允许冷却流体或气体至少部分地维持期望的热传递系数穿过腔穴310,312,314和316。在该实施例中，在横截面区域中的减小在轴向方向上逐渐缩减，因为在横截面区域中的减小发生在大体上沿转子盘(未示出)的轴线在第一开口318和第二开口320之间的冷却通路流的方向上。
在图3A和图3B中，在内腔穴壁324和外腔穴壁326之间的距离在翼型件300的前缘302附近可为较大的且在翼型件300的后缘304附近可为较小的。该内部通路差异可进一步通过腔穴长度(轴向或径向)相对于翼型件壁宽度的比率表征。翼型件壁宽度定义为在翼型件300的内表面303和外表面305之间的厚度。在大体上轴向方向上完全围住在翼型件壁301内的腔穴长度相对于翼型件壁宽度可为1:1的最小比率到取决于翼型件300的前缘302和后缘304之间的翼型件翼展(airfoil span)的最大比率。该最小比率还可描述为腔穴长度相对于腔穴宽度(限定为在第一开口318处测得的在内腔穴壁324和外腔穴壁326之间的距离)，作为3:1的最小比率。
此外，本文构想的是，在图3A,3B中且最清楚地在图3C中所示的多个基座322中的每个可具有圆形的、三角形的、正方形的、卵形的或矩形的横截面形状，连同其他的形状。此外，多个基座322中的每个可具有非均匀的或变化的横截面区域，为了在各个腔穴310,312,314和316内形成最优空气流特性的目的。
而且，在图3A和3B中，腔穴区段310,312,314和316可以以线性或非线性图案在翼型件壁301内排列，或者不沿翼型件壁301线性地对准。此外，内腔穴壁324和外腔穴壁326的形状可大致平行于翼型件壁301的内表面303和/或翼型件壁301的外表面305对准。此外，构想的是，第二开口320可定位在翼型件300的压力侧壁306或吸力侧壁308中，用于对应的腔穴310,312,314和316中的每个。这些腔穴310,312,314和316可径向地排列且围住在翼型件壁301内，其中在径向方向上的腔穴高度相对于翼型件壁厚度的最小比率为1:1。此外，腔穴310,312,314和316的定位和结构可使用增材制造来制造。
图4A是根据本发明的一种实施例的示例性的翼型件400的横截面图。在图4A中，翼型件400包含翼型件壁401、前缘402、内表面403、后缘404、外表面405、压力侧壁406和吸力侧壁408。翼型件400还包含多个翼型件通路410，其可当冷却流体或气体传送穿过翼型件通路410时允许翼型件壁401的冷却。
在示例性的翼型件400中，其构件还在图4B和4C中示出，翼型件通路410在各个位置处从翼型件壁401的内表面403延伸到外表面405。在该实施例中的翼型件通路410允许冷却流体或气体在第一开口412处进入相应的翼型件通路410，该第一开口412可为多个第一开口412中的一个，为了简单起见而在后文称为第一开口412但旨在是非限制的，且从第二开口414排出冷却流体或气体，该第二开口414可为多个第二开口414中的一个，为了简单起见而在后文称为第二开口414但旨在是非限制的。通道416在翼型件壁401内从第一开口412延伸到第二开口414。
此外，在图4A和4B中，通道416的横截面区域在第一开口412和第二开口414之间变化。在图4A-4C中的翼型件通路410包括在第一开口412和第二开口414之间的横截面区域变化(近似4到1)；然而，构想的是，在第一开口412和第二开口414之间的横截面区域差异可从1.1:1到10:1变化，或具有另一相对差异。在该翼型件400中的翼型件通路410大体上描述为在径向方向上逐渐缩减，因为在第一开口412和第二开口414之间的区域的减小发生在沿转子盘(未示出)的半径的冷却流体流的方向上。
图4C示出了翼型件通路410的放大透视图，该翼型件通路410具有带有第一横截面区域的第一开口412和带有比第一横截面区域小的第二横截面区域的第二开口414。此外，通道416还包含第一区段418，其具有沿其轴向长度的第一横截面区域；第二区段420，其具有沿其轴向长度的第二横截面区域；和过渡区段422，其具有在相应的第一区段418和第二区段420的第一横截面区域和第二横截面区域之间逐渐缩减的横截面区域。过渡区段422可沿过渡区段422的长度线性地或非线性地逐渐缩减(或区段中的任何一个可逐渐缩减)。第二区段420还可使用扩散冷却孔以高速率从翼型件400内喷射冷却流体或气体，且引起喷射的冷却流体或气体覆盖在翼型件400的外表面上。这在翼型件400的外表面405和高温燃烧气体之间产生冷却流体或气体的薄的防护膜层。扩散冷却孔可与本文描述的翼型件通路410一起使用，且所得的第二区段420的向外横截面区域差异不因翼型件通路410的第一区段418和过渡区段422的减小的逐渐缩减的热传递系数益处而降低。
进入运行的翼型件400的第一区段418的冷却流体或气体相比于翼型件壁401可相对较冷。然而，当冷却流体或气体从第一区段418行进到过渡区段422并且行进到第二区段420时，冷却流体或气体将逐渐升高温度。因此，为了提供贯穿通道416的长度的恒定量的热传递，在第二区段420中的冷却流体或气体流应以比穿过第一区段418的冷却流体或气体流更高的速率行进。因此，第二区段420的横截面区域小于第一区段418的横截面区域以增加冷却流体或气体行进穿过翼型件通路410的速率。
此外，如在图4C中所示，第一角度424形成在第一区段418和翼型件壁401的对应的内表面403之间(如在图4A中所示)，且可在15和90度之间，且第二角度426形成在第二区段420和翼型件壁400的外表面405之间(如在图4A中所示)，该第二角度426可在15和90度之间。过渡区段422的逐渐缩减大体上可在翼型件壁401的径向方向上发生。然而，通道416可在翼型件壁401的径向和/或轴向方向上(或在另一方向上)延伸和/或逐渐缩减。此外，在图4C中，第一区段418、第二区段420和过渡区段422大体上以线性轴向排列示出。备选地，第一区段418、第二区段420和过渡区段422以非线性布置。
过渡区段422可大体上平行于翼型件壁401定向，且进一步通过过渡区段长度相对于翼型件壁宽度的比率来表征。翼型件壁宽度可定义为在翼型件壁401的内表面403和翼型件壁401的外表面405之间的厚度。在大体上轴向方向上完全围住在翼型件壁内的过渡区段长度相对于翼型件壁宽度可为在3:1的最小比率到取决于在翼型件400的前缘402和后缘404之间的翼型件翼展的最大比率。
图4D是根据本发明的一种实施例的结合到在图4A和4B中所示的翼型件400中的翼型件通路410的横截面透视图。在图4D中，翼型件通路410包括在翼型件通路410内的流动湍流器428。流动湍流器428示出为具有矩形横截面，但构想的是，流动湍流器428可具有优化成用于增加在翼型件400和冷却流体或气体流之间的对流热传递的速率的均匀的或非均匀的形状。此外，流动湍流器428可包含多个流动湍流器428，其可以以线性的或非线性的图案在翼型件通路410内排列，或可与翼型件通路410集成地制造以具有粗糙的表面。在公开的实施例中，可通过将翼型件通路410的内部的表面粗糙度设计成达到至少400Ra的等效粗糙度值来此外修改翼型件通路410的热传递系数。
图5A是根据本发明的一种实施例的带有集成到翼型件500的翼型件壁501中的各式各样的翼型件通路510的翼型件500的成角度的横截面透视图。在图5A中的翼型件500还包含在翼型件壁501中的前缘翼型件通路504，其至少部分地延伸到翼型件500的侧边上。
前缘翼型件通路504包括在翼型件壁501的外表面505中的至少一个第一开口512、在翼型件壁501的外表面505中的至少一个第二开口514、以及在翼型件壁501的第一开口512和第二开口514之间延伸的通道518。前缘翼型件通路504还包含在翼型件壁501的内表面503中的至少一个第三开口516(其在图5A中包含两个邻近的开口)，其提供在通道518和至少部分地由翼型件壁501围住的翼型件腔507之间的流体连通，冷却流体可行进穿过该翼型件壁501。
通道518的横截面区域邻近或接近在通道518的第三横截面区域511处的第三开口516为最大。可将冷却流体或气体从翼型件腔507供应到第一开口512和第二开口514中的至少一个的第三开口516，以及通道518的第三横截面区域511定位在相应于前缘表面502的高温的停滞区域(stagnation region)附近。第三开口516在第一开口512和第二开口514之间的通道518内在第三横截面区域511附近的该定位，允许第三开口516的冲击效果(impingement effect)更有效地冷却翼型件壁501。
示例性的前缘翼型件通路504可从第三横截面区域511朝在翼型件通路504的前缘502内的第一开口512和第二开口514轴向地和/或径向地逐渐缩减，以便使冷却流体或气体流加速传送穿过前缘翼型件通路504。前缘翼型件通路504可成对跨过翼型件500的前缘502，以为了在燃气涡轮的运行期间提供跨过翼型件500的前缘502的增强的冷却。
前缘翼型件通路504的第一开口512(其可为多个第一开口512中的一个，为了简单起见而在后文称为第一开口512但旨在是非限制的)的横截面区域可大于前缘翼型件通路504的第二开口514(其可为多个第二开口514中的一个，为了简单起见而在后文称为第二开口514但旨在是非限制的)的横截面区域。第一开口512和第二开口514的横截面区域定义为沿通道的轴向长度的在任何位置处的通道的壁之间的区域。前缘翼型件通路504可通过在翼型件壁501的内表面503中的第三开口516供应有来自翼型件腔507的冷却流体或气体。第三开口516(其可为多个第三开口516中的一个，为了简单起见而在后文称为第三开口516但旨在是非限制的)可进一步称为冲击孔。该冷却流体或气体通过第三开口516进入翼型件壁501，且然后朝第一开口512和第二开口514行进穿过通路518，以离开前缘翼型件通路504，从而从翼型件壁501携带走热量。
在前缘翼型件通路504以及其他翼型件通路510中的通道518的横截面区域越过通道518的长度可线性地或非线性地变化，取决于在前缘翼型件通路504的不同部分处的热传递的期望的量。在这方面，如在前缘翼型件通路504中所示，在通道518的第三横截面区域511处的横截面区域可比第一开口512和第二开口514处的横截面区域更大，以为了在翼型件500的冷却期间允许冷却流体或气体在第三开口516与第一开口512和第二开口514之间加速。
图5B是根据本发明的一种实施例的示出了集成在其中的多个翼型件通路510的图5A的翼型件500的横截面立视图。在图5B中，如关于图5A讨论的那样，可沿翼型件500的前缘502重复的前缘翼型件通路504可通过第三开口516供应有来自翼型件腔507的冷却液体或气体。通过传送穿过通道518至第一开口512和第二开口514以离开翼型件壁501，该冷却流体或气体行进穿过翼型件500的前缘502，从翼型件500携带走热量。
图6描绘了根据本发明的一种实施例的集成到翼型件600中的多个前缘翼型件通路604的几何形状的剪切(cut-out)透视图。图6用于代表性地示出当前缘翼型件通路604排列在翼型件600的前缘602上时前缘翼型件通路604的三维几何形状。此外，前缘翼型件通路604经由多个连接通路609连接。连接通路609提供在多个前缘翼型件通路604中的每个之间的流体连通。连接通路609可沿前缘602定位在任何位置处，以便提供在多个前缘翼型件通路604中的每个之间期望的流体连通。此外，连接通路609跨过多个前缘翼型件通路604可为任何形状、横截面区域或频率。
图7A-10C描绘了根据本发明的实施例的能够集成到翼型件中以提供增强冷却的各式各样的翼型件通路几何形状700,800,900,1000,1010和1020。现在参照图7A-10C，根据本发明的一种实施例，提供有具有大体上边缘锋利的角704的多个通道702。当具有不同角度的两个或更多通道702相交时，大体上形成边缘锋利的角704。此外，通道702的交点可用于提供在通道702之间的流连通。冷却流体或气体可经由冲击孔706供应穿过通道702。冷却流体或气体可然后穿过相应的通道702的开口708离开通道702。如之前讨论的那样，通道702的横截面区域可变化以控制传送穿过通道702的冷却流体或气体的速率。
图8描绘了根据本发明的一种实施例的在备选的布置800中的多个通道802和803。在图8中，冷却流体或气体可供应至通道802和803，其中通道由隔开部分801分开。更特别地，冷却流体或气体可穿过多个冲击孔808供应至通道802和803，使得冷却流体或气体朝相应的第一开口810和第二开口811传送穿过通道802和803。在图8中，多个湍流器804沿通道802,803的侧壁806的长度示出。所述多个湍流器804在图8中示出为具有矩形横截面形状。然而，构想的是，所述多个湍流器804可具有包含非对称或非均匀的形状的其他的横截面形状，或具有粗糙表面的集成地制造的前缘。在公开的实施例中，可通过此外将表面粗糙度设计成达到至少400Ra的等效粗糙度来修改前缘通道热传递系数。
如在图8中所示，所述多个湍流器804以平行图案(pattern)沿通道802的长度排列。然而，所述多个湍流器804也可以以非平行图案形成图案，以便改变在通道802中的流体动力。例如，湍流器804可包含多排湍流器。此外，各排湍流器804可关于通道802(以及湍流器804集成到其中的任何其他通道802,803)成角度。此外，湍流器804可定位在通道802和803内的任何位置处，且不限于排构造。
现在参照图9A和9B，根据本发明的一种实施例，提供有在可集成到翼型件的前缘中的交替的布置900中的多个逐渐缩减的通道902。在运行中，冷却流体或气体可通过在图9A和9B中所示的冲击孔904提供至通道902。当冷却流体或气体从冲击孔904传送到通道902中时，由于通道902朝开口905,907变窄，冷却流体或气体沿侧壁906朝通道902的相应的第一开口905和相应的第二开口907加速。
现在参照图10A-10C，根据本发明的实施例，描绘了示例性的翼型件通路的备选的布置1000,1010和1020。布置1000,1010和1020大体上包含波浪状通道1002的不同的实施例，其可结合到翼型件的前缘区域中。如在图10A-10C中所示的波浪状通道1002可包含成第一角度的第一部分1003、成第二角度的第二部分1005、以及连接第一部分1003和第二部分1005的圆形过渡部分1007。该圆形过渡部分1007产生了在图10A-10C中所示的圆形的“山和谷(hill and valley)”设计效果。此图案可贯穿波浪状通道1002重复。在运行中，冷却流体或气体可通过冲击孔1004提供至多个通道1002。如同现有设计那样，从相应的冲击孔1004到相应的第一开口1008和第二开口1009通道1002的横截面区域可减小。
现在参照图11，根据本发明的一种实施例，提供制造翼型件的示例性的方法1100的框图。在框1110处，提供翼型件，诸如在图5A中描绘的翼型件500。翼型件包含翼型件壁(诸如在图5A中所示的翼型件壁501)，其包含内表面(诸如在图5A中所示的内表面503)和外表面(诸如在图5A中所示的外表面505)，翼型件壁形成至少部分地围住在翼型件壁内的翼型件腔(诸如在图5A中所示的翼型件腔507)。
在框1120处，多个翼型件通路(诸如在图5A中所示的前缘翼型件通路504)在翼型件壁的前缘(诸如在图5A中所示的翼型件500的前缘502)处形成。如本文讨论的那样，该多个翼型件通路中的每个包含外表面中的第一开口(诸如在图5A中所示的第一开口512)、在外表面中的第二开口(诸如在图5A中所示的第二开口514)以及从第一开口和第二开口中的至少一个延伸到第三开口(诸如在图5A中所示的第三开口516)的通道(诸如在图5A中所示的通道518)，第三开口提供在通道和翼型件腔之间的流体连通。
所述多个翼型件通路可使用增材制造(诸如选择性激光熔化(SLM)或另一方法)来形成。第一开口可包括第一横截面区域，且第二开口可包括第二横截面区域，第一横截面区域大于第二横截面区域。
现在参照图12，根据本发明的一种实施例，提供制造翼型件的另一示例性的方法1200的框图。在框1210处，提供翼型件，诸如在图5A中描绘的翼型件500。该翼型件包含内表面(诸如在图5A中所示的内表面503)和外表面(诸如在图5A中所示的外表面505)，使得翼型件壁形成至少部分地围住在翼型件壁内的翼型件腔(诸如在图5A中所示的翼型件腔507)。在框1220处，多个翼型件通路(诸如在图5A中所示的翼型件通路510)在翼型件壁内形成。翼型件通路中的每个包含在内表面中的至少一个第一开口(诸如在图5A中所示的第一开口512)、在外表面中的至少一个第二开口(诸如在图5A中所示的第二开口514)以及从第一开口延伸到第二开口的通道(诸如在图5A中所示的通道518)。通道的横截面区域在所述至少一个第一开口和所述至少一个第二开口之间减小。所述多个翼型件通路可至少部分地在翼型件的前缘壁中形成，且/或至少部分地在翼型件的压力侧壁和吸力侧壁上形成。
现在参照图13，根据本发明的一种实施例，提供制造翼型件的另一示例性的方法1300的框图。在框图1310处，提供翼型件(诸如在图5A中所示的翼型件500)，其具有前缘(诸如在图5A中所示的前缘502)和后缘(诸如在图4A中所示的后缘404)。该翼型件包含翼型件壁(诸如在图5A中所示的翼型件壁501)，其具有内表面(诸如在图5A中所示的内表面503)和外表面(诸如在图5A中所示的外表面505)，翼型件壁形成至少部分地由翼型件壁围住的翼型件腔(诸如在图5A中所示的翼型件腔507)。
在框1320处，多个腔穴(诸如在图3A中所示的腔穴310,312,314和316)在翼型件壁内形成。所述多个腔穴中的每个包含内腔穴壁(诸如在图3A中所示的内腔穴壁324)和外腔穴壁(诸如在图3A中所示的外腔穴壁326)。此外，第一开口(诸如在图3A中所示的第一开口318)可以以远离前缘的第一距离定位在内表面中，第一开口提供在翼型件腔和腔穴之间的流体连通，且第二开口(诸如在图3A中所示的第二开口320)可以以远离前缘的第二距离定位，第二开口提供在翼型件的外侧和腔穴之间的流体连通。此外，在内腔穴壁和外腔穴壁之间的距离在翼型件的前缘附近较大且在翼型件的后缘附近较小。
从前面将看到的是，本发明良好地适于获得上文与对于该结构固有且显而易见的其他优点一起阐述的所有目的和目标。将理解的是，某些特征和子组合是有用的，且可在不参照其他特征和子组合的情况下使用。这由权利要求构想且在其范围内。由于许多可能的实施例来源于本发明，而不脱离其范围，故将理解的是，本文中阐述或附图中所示的所有问题将解释为示范性的且无限制意义。本发明的附加的目标、优点和新颖特征将在以下描述中部分地阐述，且在检查如下时将部分地对本领域技术人员变得显而易见，或可通过本发明的实践学习。

Claims (20)

1.一种具有前缘和后缘的用于燃气涡轮的翼型件，所述翼型件包含：
翼型件壁，其具有内表面和外表面，所述翼型件壁形成至少部分地围住在所述翼型件壁内的翼型件腔；和
多个翼型件通路，其在所述前缘处形成在所述翼型件壁中，所述多个翼型件通路中的每个包含：
在所述外表面中的第一开口，
在所述外表面中的第二开口，以及
从所述翼型件壁内的所述第一开口和所述第二开口延伸到在所述内表面中的第三开口的通道，所述通道在径向方向和轴向方向中的至少一个上逐渐缩减，使得所述第一开口的第一横截面区域和所述第二开口的第二横截面区域小于所述通道在所述第三开口处的第三横截面区域，所述第三开口提供在所述通道和所述翼型件腔之间的流体连通，并且其中，所述通道为波浪状形状。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，对于所述多个翼型件通路中的每个，所述第一开口的第一横截面区域和所述第二开口的第二横截面区域中的至少一个小于所述通道在所述第三开口附近的第三横截面区域，所述通道从所述第一开口的第一横截面区域和所述第二开口的第二横截面区域中的至少一个延伸到所述第三开口。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其特征在于，对于所述多个翼型件通路中的每个，所述通道从所述第三横截面区域过渡到所述第一开口的第一横截面区域和所述第二开口的第二横截面区域中的至少一个，所述通道从所述第一开口的第一横截面区域和所述第二开口的第二横截面区域中的至少一个延伸。
4.根据权利要求3所述的翼型件，其特征在于，所述第三横截面区域相对于所述第一横截面区域和所述第二横截面区域中的至少一个的比率在1.1:1和10:1之间，所述通道从所述第一横截面区域和所述第二横截面区域中的至少一个延伸。
5.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，对于所述多个翼型件通路中的每个，所述通道在径向方向和轴向方向上逐渐缩减。
6.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个翼型件通路中的每个是波浪状形状。
7.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个翼型件通路中的每个具有边缘锋利的角。
8.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述第三开口位于计算的前缘停滞点附近。
9.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个翼型件通路中的每个的至少一部分从所述翼型件的前缘延伸到所述翼型件的压力侧壁和吸力侧壁中的至少一个上。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其特征在于，所述多个翼型件通路使用增材制造形成。
11.一种燃气涡轮组件，所述组件包含：
多个翼型件，其中所述多个翼型件中的每个包含：
翼型件壁，其具有内表面和外表面，所述翼型件壁形成至少部分地围住在所述翼型件壁内的翼型件腔；和
翼型件通路，其形成在所述翼型件壁的前缘中，其中所述翼型件通路包含：
在所述外表面中的第一开口，
在所述外表面中的第二开口，以及
从在所述翼型件壁内的所述第一开口和所述第二开口延伸到在所述内表面中的第三开口的通道，所述通道在径向方向和轴向方向中的至少一个上逐渐缩减，使得所述第一开口的第一横截面区域和所述第二开口的第二横截面区域小于所述通道在所述第三开口处的第三横截面区域，所述第三开口提供在所述通道和所述翼型件腔之间的流体连通，并且其中，所述通道为波浪状形状。
12.根据权利要求11所述的组件，其特征在于，所述翼型件通路还包含多个流动湍流器。
13.根据权利要求12所述的组件，其特征在于，所述多个流动湍流器以线性或非线性图案沿所述翼型件通路的长度排列。
14.根据权利要求11所述的组件，其特征在于，所述翼型件通路内部等效表面粗糙度为至少400Ra。
15.根据权利要求14所述的组件，其特征在于，所述多个翼型件中的每个的翼型件通路的横截面区域从所述第三横截面区域线性地或非线性地过渡到所述第一横截面区域和所述第二横截面区域中的至少一个，所述通道从所述第一横截面区域和所述第二横截面区域中的至少一个延伸。
16.根据权利要求15所述的组件，其特征在于，所述第三横截面区域相对于所述第一开口和所述第二开口中的至少一个的横截面区域的比率在1.1:1和10:1之间，所述通道从所述第一开口和所述第二开口中的至少一个延伸。
17.一种制造翼型件的方法，所述方法包含：
提供翼型件，该翼型件具有包含内表面和外表面的翼型件壁，所述翼型件壁形成至少部分地围住在所述翼型件壁内的翼型件腔；以及
在所述翼型件壁的前缘内形成多个翼型件通路，所述多个翼型件通路中的每个包含：
在所述外表面中的第一开口，在所述外表面中的第二开口，以及
从在所述翼型件壁内的所述第一开口和所述第二开口延伸到在所述内表面中的第三开口的通道，所述通道在径向方向和轴向方向中的至少一个上逐渐缩减，使得所述第一开口的第一横截面区域和所述第二开口的第二横截面区域小于所述通道在所述第三开口处的第三横截面区域，所述第三开口提供在所述通道和所述翼型件腔之间的流体连通，并且其中，所述通道为波浪状形状。
18.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述多个翼型件通路使用增材制造形成。
19.根据权利要求17所述的方法，其特征在于，所述通道在所述第三开口附近的第三横截面区域大于所述第一开口和所述第二开口中的至少一个的横截面区域，所述通道从所述第一开口和所述第二开口中的至少一个延伸。
20.根据权利要求19所述的方法，其特征在于，对于所述多个翼型件通路中的每个，所述通道从所述第三横截面区域过渡到所述第一开口和所述第二开口中的至少一个，所述通道从所述第一开口和所述第二开口中的至少一个延伸。
CN201580074633.XA 2014-11-26 2015-11-25 用于翼型件的前缘冷却通道 Active CN107532476B (zh)

Applications Claiming Priority (5)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US201462084810P 2014-11-26 2014-11-26
US62/084810 2014-11-26
US14/951146 2015-11-24
US14/951,146 US10352181B2 (en) 2014-11-26 2015-11-24 Leading edge cooling channel for airfoil
PCT/US2015/062655 WO2016086122A1 (en) 2014-11-26 2015-11-25 Leading edge cooling channel for airfoil

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN107532476A CN107532476A (zh) 2018-01-02
CN107532476B true CN107532476B (zh) 2019-11-05

Family

ID=56009707

Family Applications (3)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580074633.XA Active CN107532476B (zh) 2014-11-26 2015-11-25 用于翼型件的前缘冷却通道
CN201580074656.0A Pending CN107614834A (zh) 2014-11-26 2015-11-25 具有逐渐缩减的腔穴的用于翼型件的冷却通道
CN201580074609.6A Active CN107614833B (zh) 2014-11-26 2015-11-25 用于翼型件的逐渐缩减的冷却通道

Family Applications After (2)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201580074656.0A Pending CN107614834A (zh) 2014-11-26 2015-11-25 具有逐渐缩减的腔穴的用于翼型件的冷却通道
CN201580074609.6A Active CN107614833B (zh) 2014-11-26 2015-11-25 用于翼型件的逐渐缩减的冷却通道

Country Status (6)

Country Link
US (3) US10352181B2 (zh)
EP (3) EP3224456B1 (zh)
JP (3) JP6928995B2 (zh)
KR (3) KR102476867B1 (zh)
CN (3) CN107532476B (zh)
WO (3) WO2016086117A1 (zh)

Families Citing this family (33)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
JP6245740B2 (ja) * 2013-11-20 2017-12-13 三菱日立パワーシステムズ株式会社 ガスタービン翼
US10648341B2 (en) 2016-11-15 2020-05-12 Rolls-Royce Corporation Airfoil leading edge impingement cooling
US10465526B2 (en) 2016-11-15 2019-11-05 Rolls-Royce Corporation Dual-wall airfoil with leading edge cooling slot
US10577942B2 (en) 2016-11-17 2020-03-03 General Electric Company Double impingement slot cap assembly
US10830206B2 (en) 2017-02-03 2020-11-10 General Electric Company Methods for manufacturing wind turbine rotor blades and components thereof
US11098691B2 (en) 2017-02-03 2021-08-24 General Electric Company Methods for manufacturing wind turbine rotor blades and components thereof
US11041389B2 (en) 2017-05-31 2021-06-22 General Electric Company Adaptive cover for cooling pathway by additive manufacture
US10927680B2 (en) 2017-05-31 2021-02-23 General Electric Company Adaptive cover for cooling pathway by additive manufacture
US10450873B2 (en) 2017-07-31 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation Airfoil edge cooling channels
US11040503B2 (en) 2017-11-21 2021-06-22 General Electric Company Apparatus for manufacturing composite airfoils
US11668275B2 (en) 2017-11-21 2023-06-06 General Electric Company Methods for manufacturing an outer skin of a rotor blade
US10865769B2 (en) 2017-11-21 2020-12-15 General Electric Company Methods for manufacturing wind turbine rotor blade panels having printed grid structures
US10920745B2 (en) 2017-11-21 2021-02-16 General Electric Company Wind turbine rotor blade components and methods of manufacturing the same
US11390013B2 (en) 2017-11-21 2022-07-19 General Electric Company Vacuum forming mold assembly and associated methods
US10773464B2 (en) 2017-11-21 2020-09-15 General Electric Company Method for manufacturing composite airfoils
US11248582B2 (en) 2017-11-21 2022-02-15 General Electric Company Multiple material combinations for printed reinforcement structures of rotor blades
US10821652B2 (en) 2017-11-21 2020-11-03 General Electric Company Vacuum forming mold assembly and method for creating a vacuum forming mold assembly
US10913216B2 (en) 2017-11-21 2021-02-09 General Electric Company Methods for manufacturing wind turbine rotor blade panels having printed grid structures
US20190218917A1 (en) 2018-01-17 2019-07-18 General Electric Company Engine component with set of cooling holes
US20190249554A1 (en) * 2018-02-13 2019-08-15 General Electric Company Engine component with cooling hole
US10821696B2 (en) 2018-03-26 2020-11-03 General Electric Company Methods for manufacturing flatback airfoils for wind turbine rotor blades
US11035339B2 (en) 2018-03-26 2021-06-15 General Electric Company Shear web assembly interconnected with additive manufactured components
US10808552B2 (en) * 2018-06-18 2020-10-20 Raytheon Technologies Corporation Trip strip configuration for gaspath component in a gas turbine engine
WO2020046379A1 (en) * 2018-08-31 2020-03-05 Siemens Aktiengesellschaft A heat transfer design for progressive heat transfer capability cooling channels
WO2020046381A1 (en) * 2018-08-31 2020-03-05 Siemens Aktiengesellschaft A method for manufacturing a heat transfer design for progressive heat transfer capability cooling channels
US11021966B2 (en) * 2019-04-24 2021-06-01 Raytheon Technologies Corporation Vane core assemblies and methods
US11015456B2 (en) * 2019-05-20 2021-05-25 Power Systems Mfg., Llc Near wall leading edge cooling channel for airfoil
US20220235664A1 (en) * 2019-06-28 2022-07-28 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine airfoil incorporating modal frequency response tuning
US11162432B2 (en) 2019-09-19 2021-11-02 General Electric Company Integrated nozzle and diaphragm with optimized internal vane thickness
US20210154927A1 (en) * 2019-11-25 2021-05-27 General Electric Company Additive manufactured components including integrally formed passages, channels, and conduits, and methods of forming same
US11085374B2 (en) 2019-12-03 2021-08-10 General Electric Company Impingement insert with spring element for hot gas path component
KR102502652B1 (ko) 2020-10-23 2023-02-21 두산에너빌리티 주식회사 물결 형태 유로를 구비한 배열 충돌제트 냉각구조
US11572803B1 (en) 2022-08-01 2023-02-07 General Electric Company Turbine airfoil with leading edge cooling passage(s) coupled via plenum to film cooling holes, and related method

Family Cites Families (43)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3540811A (en) 1967-06-26 1970-11-17 Gen Electric Fluid-cooled turbine blade
US3698834A (en) 1969-11-24 1972-10-17 Gen Motors Corp Transpiration cooling
US4314442A (en) * 1978-10-26 1982-02-09 Rice Ivan G Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine
US4384452A (en) 1978-10-26 1983-05-24 Rice Ivan G Steam-cooled blading with steam thermal barrier for reheat gas turbine combined with steam turbine
US4565490A (en) 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
US5704763A (en) 1990-08-01 1998-01-06 General Electric Company Shear jet cooling passages for internally cooled machine elements
US5326224A (en) 1991-03-01 1994-07-05 General Electric Company Cooling hole arrangements in jet engine components exposed to hot gas flow
US5688104A (en) 1993-11-24 1997-11-18 United Technologies Corporation Airfoil having expanded wall portions to accommodate film cooling holes
AT404160B (de) 1994-06-15 1998-09-25 Inst Thermische Turbomaschinen Hohle gasturbinenschaufel und verfahren zur aussen-film-kühlung derselben
US6183192B1 (en) 1999-03-22 2001-02-06 General Electric Company Durable turbine nozzle
US6468669B1 (en) * 1999-05-03 2002-10-22 General Electric Company Article having turbulation and method of providing turbulation on an article
US6254334B1 (en) 1999-10-05 2001-07-03 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402470B1 (en) * 1999-10-05 2002-06-11 United Technologies Corporation Method and apparatus for cooling a wall within a gas turbine engine
US6402464B1 (en) * 2000-08-29 2002-06-11 General Electric Company Enhanced heat transfer surface for cast-in-bump-covered cooling surfaces and methods of enhancing heat transfer
US7411150B2 (en) 2002-06-12 2008-08-12 Alstom Technology Ltd. Method of producing a composite component
GB2402715B (en) * 2003-06-10 2006-06-14 Rolls Royce Plc Gas turbine aerofoil
US6981840B2 (en) 2003-10-24 2006-01-03 General Electric Company Converging pin cooled airfoil
US7011502B2 (en) 2004-04-15 2006-03-14 General Electric Company Thermal shield turbine airfoil
US7232290B2 (en) 2004-06-17 2007-06-19 United Technologies Corporation Drillable super blades
US7478994B2 (en) * 2004-11-23 2009-01-20 United Technologies Corporation Airfoil with supplemental cooling channel adjacent leading edge
US7527474B1 (en) 2006-08-11 2009-05-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages
US7611330B1 (en) * 2006-10-19 2009-11-03 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with triple pass serpentine flow cooling circuit
US7871246B2 (en) * 2007-02-15 2011-01-18 Siemens Energy, Inc. Airfoil for a gas turbine
US7946815B2 (en) 2007-03-27 2011-05-24 Siemens Energy, Inc. Airfoil for a gas turbine engine
US7854591B2 (en) 2007-05-07 2010-12-21 Siemens Energy, Inc. Airfoil for a turbine of a gas turbine engine
US8083485B2 (en) * 2007-08-15 2011-12-27 United Technologies Corporation Angled tripped airfoil peanut cavity
US7857589B1 (en) 2007-09-21 2010-12-28 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with near-wall cooling
US9163518B2 (en) 2008-03-18 2015-10-20 United Technologies Corporation Full coverage trailing edge microcircuit with alternating converging exits
US8215900B2 (en) 2008-09-04 2012-07-10 Siemens Energy, Inc. Turbine vane with high temperature capable skins
US8096770B2 (en) * 2008-09-25 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling for turbine blade airfoil
GB2465337B (en) * 2008-11-12 2012-01-11 Rolls Royce Plc A cooling arrangement
US8052378B2 (en) * 2009-03-18 2011-11-08 General Electric Company Film-cooling augmentation device and turbine airfoil incorporating the same
US8961133B2 (en) * 2010-12-28 2015-02-24 Rolls-Royce North American Technologies, Inc. Gas turbine engine and cooled airfoil
US20130052037A1 (en) * 2011-08-31 2013-02-28 William Abdel-Messeh Airfoil with nonlinear cooling passage
US9299324B2 (en) * 2011-11-30 2016-03-29 Gordon Van Ekstrom Tremolo assembly
CH706090A1 (de) 2012-02-17 2013-08-30 Alstom Technology Ltd Verfahren zum Herstellen eines oberflächennahen Kühlkanals in einem thermisch hoch beanspruchten Bauteil sowie Bauteil mit einem solchen Kanal.
US9296039B2 (en) 2012-04-24 2016-03-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine airfoil impingement cooling
US9879546B2 (en) * 2012-06-21 2018-01-30 United Technologies Corporation Airfoil cooling circuits
US20140099476A1 (en) * 2012-10-08 2014-04-10 Ramesh Subramanian Additive manufacture of turbine component with multiple materials
ITCO20120061A1 (it) 2012-12-13 2014-06-14 Nuovo Pignone Srl Metodi per produrre pale di turbomacchina con canali sagomati mediante produzione additiva, pale di turbomacchina e turbomacchine
US8920123B2 (en) * 2012-12-14 2014-12-30 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with integrated serpentine and axial tip cooling circuits
US9659827B2 (en) * 2014-07-21 2017-05-23 Samsung Electronics Co., Ltd. Methods of manufacturing semiconductor devices by forming source/drain regions before gate electrode separation
US10233775B2 (en) * 2014-10-31 2019-03-19 General Electric Company Engine component for a gas turbine engine

Also Published As

Publication number Publication date
EP3224454A4 (en) 2018-06-20
EP3224454B1 (en) 2022-01-05
US20160146019A1 (en) 2016-05-26
KR20170102470A (ko) 2017-09-11
EP3224456B1 (en) 2020-07-15
US20160146018A1 (en) 2016-05-26
CN107614834A (zh) 2018-01-19
KR102514659B1 (ko) 2023-03-29
JP2018502244A (ja) 2018-01-25
EP3224455A4 (en) 2018-08-08
EP3224456A4 (en) 2018-08-08
WO2016086122A1 (en) 2016-06-02
EP3224454A1 (en) 2017-10-04
EP3224456A1 (en) 2017-10-04
JP2018502245A (ja) 2018-01-25
EP3224455A1 (en) 2017-10-04
KR20170104456A (ko) 2017-09-15
US10352181B2 (en) 2019-07-16
WO2016086117A1 (en) 2016-06-02
WO2016086121A1 (en) 2016-06-02
US10392942B2 (en) 2019-08-27
CN107614833B (zh) 2019-11-22
KR102476867B1 (ko) 2022-12-14
JP6928995B2 (ja) 2021-09-01
CN107532476A (zh) 2018-01-02
JP6775503B2 (ja) 2020-10-28
CN107614833A (zh) 2018-01-19
JP2018502246A (ja) 2018-01-25
US20160146017A1 (en) 2016-05-26
KR20170102469A (ko) 2017-09-11

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN107532476B (zh) 用于翼型件的前缘冷却通道
TWI257447B (en) Microcircuit cooling for a turbine blade tip
US8523527B2 (en) Apparatus for cooling a platform of a turbine component
EP2912274B1 (en) Cooling arrangement for a gas turbine component
US6612808B2 (en) Article wall with interrupted ribbed heat transfer surface
EP2230383A1 (en) Blade for a gas turbine with cooled tip cap
CN1318735C (zh) 一种适用于燃气涡轮发动机的脉动冲击冷却叶片
EP1391581A1 (en) Gas turbine moving blade
CN108884717A (zh) 在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件
EP3346094A1 (en) Radially diffused tip flag
CN108884716A (zh) 带有具备分流器特征的内部冷却通道的涡轮翼型件
JP2013139804A (ja) タービン羽根を冷却するためのシステム及び方法
EP1094200A1 (en) Gas turbine cooled moving blade
JP2022534226A (ja) 翼型用の壁面近傍前縁冷却チャネル
JPS60135605A (ja) タ−ビン冷却翼
US10443406B2 (en) Airfoil having non-leading edge stagnation line cooling scheme
CN115244273A (zh) 涡轮机中空轮叶
JPH06229204A (ja) ガスタービン空冷動翼の翼先端部の冷却構造
JPS59196904A (ja) ガスタ−ビンの静翼

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

Effective date of registration: 20210615

Address after: London, England

Patentee after: H2 IP UK Ltd.

Address before: London, England

Patentee before: ANSALDO ENERGIA IP UK Ltd.

TR01 Transfer of patent right