CN108691572B - 具有冷却回路的涡轮发动机翼型件 - Google Patents

具有冷却回路的涡轮发动机翼型件 Download PDF

Info

Publication number
CN108691572B
CN108691572B CN201810304786.4A CN201810304786A CN108691572B CN 108691572 B CN108691572 B CN 108691572B CN 201810304786 A CN201810304786 A CN 201810304786A CN 108691572 B CN108691572 B CN 108691572B
Authority
CN
China
Prior art keywords
branch
airfoil
curvature
radius
feed tube
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
CN201810304786.4A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108691572A (zh
Inventor
J.M.霍夫曼
W.N.杜利
M.L.克鲁马纳克
A.E.史密斯
S.R.布拉斯菲尔德
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
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 CN108691572A publication Critical patent/CN108691572A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108691572B publication Critical patent/CN108691572B/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
    • 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
    • F01D5/02—Blade-carrying members, e.g. rotors
    • F01D5/08—Heating, heat-insulating or cooling means
    • F01D5/081—Cooling fluid being directed on the side of the rotor disc or at the roots of the 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
    • 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
    • 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
    • F05D2240/10—Stators
    • F05D2240/12—Fluid guiding means, e.g. vanes
    • F05D2240/126—Baffles or ribs
    • 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
    • F05D2240/127—Vortex generators, turbulators, or the like, for mixing
    • 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
    • F05D2240/00—Components
    • F05D2240/80—Platforms for stationary or moving blades
    • F05D2240/81—Cooled platforms
    • 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
    • F05D2260/205—Cooling fluid recirculation, i.e. after cooling one or more components is the cooling fluid recovered and used elsewhere for other purposes
    • 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
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence
    • 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

本发明提供了一种涡轮发动机，所述涡轮发动机可以包括翼型件，所述翼型件包括：界定内部的外壁以及翼型冷却回路，所述翼型冷却回路位于所述内部中，并包括进给管，所述进给管分成至少第一分支和第二分支。分流器可包括于所述翼型件中并被定位成面对所述进给管。

Description

具有冷却回路的涡轮发动机翼型件
技术领域
本公开涉及具有冷却回路的涡轮发动机翼型件。
背景技术
涡轮发动机，特别是燃气或燃烧涡轮发动机是从通过发动机到众多旋转涡轮叶片上的加压燃烧气体流提取能量的旋转发动机。
用于飞行器的燃气涡轮发动机设计成在高温下运行以最大化发动机效率，所以冷却某些发动机部件(例如涡轮区段中的那些部件)可能是有益的。
发明内容
在一方面，提供了一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；翼型冷却回路，所述翼型冷却回路位于所述内部中，并具有进给管，所述进给管在邻近所述根部或尖部之一的转弯处分成至少第一分支和第二分支；以及分流器，所述分流器形成所述转弯的部分，并面对所述进给管，在所述第一分支和第二分支之间分配(divide)所述进给管。
在另一方面，提供了一种用于涡轮发动机的部件，包括：壁，所述壁界定内部；冷却回路，所述冷却回路位于所述内部中，并具有进给管，所述进给管在转弯处分成至少第一分支和第二分支；以及分流器，所述分流器形成所述转弯的部分，并面对所述进给管，在所述第一分支和第二分支之间分配所述进给管。
在又一方而，提供了一种冷却翼型件的方法，包括：将冷却空气从进给管供应到所述翼型件中的转弯处，并使所述冷却空气流动到所述转弯处的分流器上，从而将所述冷却空气在所述转弯处分成至少两个冷却分支，以在所述至少两个冷却分支之间分配所述冷却空气。
技术方案1.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘和后缘之间延伸以限定弦向方向，并在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；
翼型冷却回路，所述翼型冷却回路位于所述内部中，并具有进给管，所述进给管在邻近所述根部或尖部之一的转弯处分成至少第一分支和第二分支；以及
分流器，所述分流器形成所述转弯的部分，并面对所述进给管，在所述第一分支和所述第二分支之间分配所述进给管。
技术方案2.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述分流器的横截面中限定顶点，所述顶点具有顶点曲率半径。
技术方案3.根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述顶点曲率半径在0.0英寸到0.2英寸之间。
技术方案4.根据技术方案2所述的翼型件，其中，所述分流器包括第一谷部，所述第一谷部具有第一曲率半径，所述第一谷部形成进入所述第一分支中的所述转弯的部分。
技术方案5.根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述第一曲率半径在0.1英寸到0.3英寸之间。
技术方案6.根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述第一曲率半径大于所述顶点曲率半径。
技术方案7.根据技术方案4所述的翼型件，其中，所述分流器包括第二谷部，所述第二谷部具有第二曲率半径，所述第二谷部形成进入所述第二分支中的所述转弯的部分。
技术方案8.根据技术方案7所述的翼型件，其中，所述第二曲率半径在0.1英寸到0.3英寸之间。
技术方案9.根据技术方案8所述的翼型件，其中，所述第二曲率半径等于所述第一曲率半径。
技术方案10.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间均匀地分配。
技术方案11.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间不均匀地分配。
技术方案12.根据技术方案1所述的翼型件，其中，所述第一分支和所述第二分支的横截面面积的和至少等于所述进给管的横截面面积。
技术方案13.根据技术方案1所述的翼型件，其还包括至少一个流动增强器，所述至少一个流动增强器位于所述第一分支和所述第二分支中的至少一个内。
技术方案14.根据技术方案13所述的翼型件，其中，所述流动增强器包括湍流器或销钉排中的至少一个。
技术方案15.根据技术方案14所述的翼型件，其还包括在所述进给管内的流动增强器。
技术方案16.一种用于涡轮发动机的部件，包括：
壁，所述壁界定内部；
冷却回路，所述冷却回路位于所述内部中，并具有进给管，所述进给管在转弯处分成至少第一分支和第二分支；以及
分流器，所述分流器形成所述转弯的部分，并面对所述进给管，在所述第一分支和所述第二分支之间分配所述进给管。
技术方案17.根据技术方案16所述的部件，其中，所述分流器的横截面中限定顶点，所述顶点具有顶点曲率半径。
技术方案18.根据技术方案17所述的部件，其中，所述分流器包括第一谷部，所述第一谷部具有第一曲率半径，所述第一谷部形成进入所述第一分支中的所述转弯的部分。
技术方案19.根据技术方案18所述的部件，其中，所述分流器包括第二谷部，所述第二谷部具有第二曲率半径，所述第二谷部形成进入所述第二分支中的所述转弯的部分。
技术方案20.根据技术方案19所述的部件，其中，所述第一曲率半径和所述第二曲率半径中的至少一个大于所述顶点曲率半径。
技术方案21.根据技术方案19所述的部件，其中，所述第二曲率半径等于所述第一曲率半径。
技术方案22.根据技术方案16所述的部件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间均匀地分配。
技术方案23.根据技术方案16所述的部件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间不均匀地分配。
技术方案24.根据技术方案16所述的部件，其中，所述第一分支和所述第二分支的横截面面积的和至少等于所述进给管的横截面面积。
技术方案25.根据技术方案16所述的部件，其还包括至少一个流动增强器，所述至少一个流动增强器位于所述第一分支和所述第二分支中的至少一个内。
技术方案26.根据技术方案25所述的部件，其还包括在所述进给管内的流动增强器。
技术方案27.根据技术方案26所述的部件，其中，所述流动增强器包括湍流器或销钉排中的至少一个。
技术方案28.一种冷却翼型件的方法，包括：将冷却空气从进给管供应到所述翼型件中的转弯处，并通过使所述冷却空气流动到所述转弯处的分流器上而将所述冷却空气在所述转弯处分成至少两个冷却分支，以在所述至少两个冷却分支之间分配冷却空气。
技术方案29.根据技术方案28所述的方法，其中，使所述冷却空气流动到所述分流器上包括使所述冷却空气流动到所述分流器的顶点。
技术方案30.根据技术方案29所述的方法，其中，使所述冷却空气流动到所述分流器上包括使冷却空气沿所述顶点下游的弯曲表面流动以实现所述冷却空气的转向。
附图说明
在附图中：
图1是用于飞行器的涡轮发动机的示意性横截面图，其包括根据本文中描述的各方面的翼型件。
图2是包括冷却回路的图1的翼型件的透视图。
图3是图2的冷却回路的一部分的示意图。
图4是包括流动增强器的图3的冷却回路的示意图。
具体实施方式
本公开描述的实施例涉及用于翼型件的冷却回路。出于说明的目的，将关于飞行器涡轮发动机的涡轮来描述本公开。然而，应当理解，本公开不限于此，并且可以在包括压缩机的发动机内以及在非飞行器应用中具有一般适用性，非飞行器应用为例如其它移动应用以及非移动的工业、商业和住宅应用。
如本文所使用，术语“前向”或“上游”指代在朝向发动机入口的方向上移动，或一个部件与另一部件相比相对更靠近发动机入口。与“前向”或“上游”结合使用的术语“后向”或“下游”指代朝向发动机的后部或出口的方向或者与另一部件相比相对更靠近发动机出口。
另外，如本文所使用，术语“径向”或“径向地”指代在发动机的中心纵向轴线与外部发动机圆周之间延伸的尺寸。
所有方向性参考(例如，径向、轴向、近侧、远侧、上部、下部、向上、向下、左、右、侧向、前方、后方、顶部、底部、上方、下方、竖直、水平、顺时针、逆时针、上游、下游、向前、向后等)仅用于识别目的以辅助读者理解本公开，并且具体地关于位置、取向或本公开的用途并不产生限制。除非另外指示，否则连接参考(例如，附接、耦接、连接和接合)应在广义上来解释，且可以包括一系列元件之间的中间构件以及元件之间的相对移动。因此，连接参考不一定推断出两个元件直接连接且彼此成固定关系。示范性附图仅仅是出于说明的目的，且本发明的附图中反映的尺寸、位置、次序和相对大小可以发生变化。
图1是用于飞行器的燃气涡轮发动机10的示意性横截面图。发动机10具有从前部14向后部16延伸的大体上纵向延伸轴线或中心线12。发动机10以下游串联流动关系包括：风扇区段18，其包括风扇20；压缩机区段22，其包括升压器或低压(LP)压缩机24和高压(HP)压缩机26；燃烧区段28，其包括燃烧器30；涡轮区段32，其包括HP涡轮34和LP涡轮36；以及排气区段38。
风扇区段18包括围绕风扇20的风扇外壳40。风扇20包括围绕中心线12径向安置的多个风扇叶片42。HP压缩机26、燃烧器30和HP涡轮34形成发动机10的核心44，其产生燃烧气体。核心44由核心外壳46包围，所述核心外壳可与风扇外壳40连接。
围绕发动机10的中心线12同轴安置的HP轴或转轴48以传动方式将HP涡轮34连接到HP压缩机26。在较人直径环状HP转轴48内围绕发动机10的中心线12同轴安置的LP轴或转轴50以传动方式将LP涡轮36连接到LP压缩机24和风扇20。转轴48、50能够围绕发动机中心线旋转且耦合到多个可旋转元件，所述多个可旋转元件可以共同界定转子51。
LP压缩机24和HP压缩机26分别包括多个压缩机级52、54，其中一组压缩机叶片56、58相对于对应一组静态压缩机轮叶60、62旋转以使通过所述级的流体流压缩或加压。在单个压缩机级52、54中，多个压缩机叶片56、58可以成环提供，且可以从叶片平台到叶片顶端相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态压缩机轮叶60、62定位于旋转叶片56、58的上游且邻近于所述旋转叶片。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和压缩机级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于压缩机级的叶片56、58可以安装到(或集成到)盘61，所述盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机级的轮叶60、62可以成圆周布置安装到核心壳体46。
HP涡轮机34和LP涡轮机36分别包括多个涡轮机级64、66，其中一组涡轮机叶片68、70相对于对应一组静态涡轮机轮叶72、74(也被称为喷嘴)旋转以从通过所述级的流体流提取能量。在单个涡轮级64、66中，多个涡轮叶片68、70可以成环提供，且可相对于中心线12径向向外延伸，同时对应的静态涡轮轮叶72、74定位在旋转叶片68、70的上游且邻近于所述旋转叶片68、70。应注意，图1中所示的叶片、轮叶和涡轮级的数目仅出于说明性目的而选择，且其它数目也是可能的。
用于涡轮级的叶片68、70可以安装到盘71，所述盘安装到HP转轴48和LP转轴50中的对应一个。用于压缩机级的轮叶72、74可以成圆周布置安装到核心壳体46。
与转子部分互补，发动机10的静止部分，例如压缩机区段22和涡轮机区段32当中的静态轮叶60、62、72、74，也个别地或共同地称为定子63。因此，定子63可以指代整个发动机10中的非旋转元件的组合。
在操作中，退出风扇区段18的空气流被分裂以使得空气流的一部分经通道进入LP压缩机24，所述LP压缩机随后将加压空气76供应到HP压缩机26，所述HP压缩机进一步使空气加压。来自HP压缩机26的加压空气76与燃烧器30中的燃料混合且被点燃，进而产生燃烧气体。HP涡轮34从这些气体提取一些功，从而驱动HP压缩机26。燃烧气体被排放到LP涡轮36中，所述LP涡轮提取额外的功以驱动LP压缩机24，且废气最终通过排气区段38从发动机10排放出去。LP涡轮36的驱动驱动了LP转轴50以使风扇20和LP压缩机24旋转。
加压空气流76的一部分可以作为放气77从压缩机区段22汲取。放气77可以从加压空气流76汲取并且提供到需要冷却的发动机部件。进入燃烧器30的加压空气流76的温度显著增加。因此，由放气77提供的冷却对于这些发动机部件在高温环境中的操作是必要的。
空气流78的其余部分绕过LP压缩机24和发动机核心44，且通过静止叶片行、且更具体地说出口导叶总成80退出发动机总成10，所述出口导叶总成在风扇排气侧84处包括多个翼型导叶82。更具体来说，邻近于风扇区段18利用一行圆周布置且径向延伸的翼型导叶82以对空气流78施加一些方向控制。
由风扇20供应的空气中的一些可以绕过发动机核心44，且用于冷却发动机10的若干部分，尤其是热部分，和/或用以对飞行器的其它方面进行冷却或提供动力。在涡轮发动机的情形中，发动机的热部分通常在燃烧器30的下游，尤其是涡轮机区段32，其中HP涡轮机34是最热的部分，因为其直接在燃烧区段28的下游。冷却流体的其它源可以是但不限于从LP压缩机24或HP压缩机26排放的流体。
转到图2，发动机10的部件100，图示为翼型件(例如HP涡轮叶片68)可以包括外壁102，其界定内部，并包括压力侧104和吸力侧106。涡轮叶片68可从根部112延伸到尖端114，并包括如所示的前缘108和后缘110。
HP涡轮叶片68还可以包括内部翼型冷却回路116，内部翼型冷却回路包括进给管118，进给管118可在靠近前缘108处分成第一分支120和第二分支122；应当理解，也可以在靠近后缘110处或者根据需要在叶片68内部的任何地方提供分支120、122和进给管118。进给管118图示为与支撑叶片68的平台300中的通道200流体连接，应当理解可以使用任何期望的冷却通道或分支以供给进给管118。此外，可以面对进给管118提供分流器124，以形成进入与根部112邻近的分支120、122中的转弯126的部分，还考虑了也可以使转弯126与叶片68的尖端114邻近而提供分流器124。
在图3中进一步详细地图示从前缘108观察的翼型冷却回路116。如图所示，分流器124可以包括顶点128、第一谷部132和第二谷部136，顶点128具有顶点曲率半径130，第一谷部132具有第一曲率半径，第二谷部136具有第二曲率半径138。第一谷部132和第二谷部136可分别形成进入第一分支120和第二分支122中的转弯126的部分。在非限制性实例中，顶点曲率半径130可以在0.0到0.2英寸之间，第一曲率半径134可以在0.1到0.3英寸之间，第二曲率半径138可以在0.1到0.3英寸之间。
第一谷部132和第二谷部136图示为具有相同曲率半径134、138的圆形轮廓。考虑了第一曲率半径134可以与第二曲率半径138不同，而且，第一谷部132和第二谷部136可具有任何轮廓形状，包括非圆形或不规则的轮廓。此外，顶点曲率半径130可以足够小以便根据需要产生尖的顶点轮廓。顶点曲率半径130也可以是第一曲率半径134和第二曲率半径138中至少一个的函数；在非限制性实例中，顶点曲率半径130可以比第一曲率半径134和第二曲率半径138中任一个或两者小。而且，尽管将顶点128图示为位于第一分支120和第二分支122的中间，但考虑了根据需要顶点128可以不对称方式被定位成更靠近第一分支120或者更靠近第二分支122。
如图所示，翼型冷却回路116中的进给管118可以包括进给横截面面积140，第一分支120可以包括第一横截面面积142，第二分支122可以包括第二横截面面积144。第一分支120和第二分支122图示为具有相等的横截而而积142、144；还考虑了第一横截面而积142可与第二横截面面积144不同，并且进给横截面面积140可以是第一横截面面积142和第二横截面面积144中至少一个的函数；在非限制性实例中，进给横截面面积140可以至少与第一横截面面积142和第二横截面面积144的和一样大。可以认识到，通过选择顶点128在第一分支120和第二分支122之间的位置，至少可以确定第一横截面面积142和第二横截面面积144。
转到图4，翼型冷却回路116(从前缘108观察)还可以包括至少一个流动增强器，在非限制性实例中图示为湍流器146或销钉排148，如图所示其提供于冷却回路116的进给管118、第一分支120、第二分支122或谷部132、136的任何一个或全部之中。湍流器146和销钉排148的组合也可以用作流动增强器。
运行中，冷却空气(在图3和图4中以箭头表示)可以通过进给管118流到分流器124上，在转弯126处分开，以沿第一谷部132和第二谷部136流动，并流入到第一分支120和第二分支122中以冷却叶片68。至少基于分流器124的选择位置或轮廓或者第一横截面面积142和第二横截面面积144的大小，可以在分支120、122之间均匀地或不均匀地分配来自进给管118的流。
可以认识到，可以利用对第一横截面面积142和第二横截面面积144(图3)的适当选择将期望量的冷却空气提供到第一分支120和第二分支122中；改变给出的横截面面积可提供具有特定下沉压力(图3中显示为P1和P2)的冷却空气以应对分支120、122之间环境压力的可能不同。还可以认识到，本公开描述的各方面可以用于从进给管118分开任何数目的分支，并且分流器124可具有三维分配轮廓，例如在非限制性实例中为锥形、丘形或尖形，以将冷却空气提供至叶片68内的所选区域。此外，通过由进给管118供应的冷却空气，流动增强器(例如湍流器146或销钉排148)的使用可增强叶片68的冷却效果。
应当理解，所公开设计的应用不限于具有风扇和升压器区段的涡轮发动机，而是还适用于涡轮喷气和涡轮轴发动机。此外，尽管在本文中将部件100图示为HP涡轮叶片68，但要理解所公开的设计可考虑用于任何静止或非静止翼型件，例如HP或LP压缩机叶片56、58，HP或LP压缩机轮叶60、62，LP涡轮叶片70，HP或LP涡轮轮叶72、74或者发动机10中需要冷却的任何其它部件100。
在尚未描述的程度上，各种实施例的不同特征和结构可在必要时彼此结合使用。一个特征可能未在所有实施例中示出并不意味着应被认作不能示出所述特征，而是为了简化描述才未示出。因此，必要时可混合和搭配不同实施例的各种特征以形成新的实施例，而无论是否已明确描述所述新的实施例。本发明涵盖本文所描述的特征的所有组合或排列。
此书面描述使用实例来公开本发明，包括最佳模式，并且还使所属领域的技术人员能够实践本发明，包括制造和使用任何装置或系统以及执行任何所并入的方法。本发明的可获专利的范围由权利要求书界定，且可包括所属领域的技术人员所想到的其它实例。如果此类其它实例具有并非不同于权利要求书的字面语言的结构要素，或如果它们包括与权利要求书的字面语言无实质差异的等效结构要素，那么它们既定在权利要求书的范围内。

Claims (30)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件，包括：
外壁，所述外壁界定内部并限定压力侧和吸力侧，所述压力侧和所述吸力侧在前缘至后缘之间延伸以限定弦向方向并在根部和尖端之间延伸以限定展向方向；
翼型冷却回路，所述翼型冷却回路位于所述内部中并具有进给管，所述进给管沿弦向方向延伸并在邻近所述根部或尖端之一的反向转弯处分成至少第一分支和第二分支，其中，所述第一分支和所述第二分支中的至少一者沿弦向方向延伸；以及
分流器，所述分流器形成所述反向转弯的部分并面对所述进给管以及在所述第一分支和所述第二分支之间分配所述进给管。
2.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述分流器在横截面中限定顶点，所述顶点具有顶点曲率半径。
3.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述顶点曲率半径在0.0英寸到0.2英寸之间。
4.根据权利要求2所述的翼型件，其中，所述分流器包括第一谷部，所述第一谷部具有第一曲率半径，所述第一谷部形成进入所述第一分支中的所述反向转弯的部分。
5.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述第一曲率半径在0.1英寸到0.3英寸之间。
6.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述第一曲率半径大于所述顶点曲率半径。
7.根据权利要求4所述的翼型件，其中，所述分流器包括第二谷部，所述第二谷部具有第二曲率半径，所述第二谷部形成进入所述第二分支中的所述反向转弯的部分。
8.根据权利要求7所述的翼型件，其中，所述第二曲率半径在0.1英寸到0.3英寸之间。
9.根据权利要求8所述的翼型件，其中，所述第二曲率半径等于所述第一曲率半径。
10.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间均匀地分配。
11.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间不均匀地分配。
12.根据权利要求1所述的翼型件，其中，所述第一分支和所述第二分支的横截面面积的和至少等于所述进给管的横截面面积。
13.根据权利要求1所述的翼型件，所述翼型件还包括至少一个流动增强器，所述至少一个流动增强器位于所述第一分支和所述第二分支中的至少一个内。
14.根据权利要求13所述的翼型件，其中，所述流动增强器包括湍流器或销钉排中的至少一个。
15.根据权利要求14所述的翼型件，所述翼型件还包括在所述进给管内的流动增强器。
16.一种用于涡轮发动机的部件，包括：
壁，所述壁界定内部；
冷却回路，所述冷却回路位于所述内部中并具有进给管，所述进给管沿弦向方向延伸并在反向转弯处分成至少第一分支和第二分支，其中，所述第一分支和所述第二分支中的至少一者沿弦向方向延伸；以及
分流器，所述分流器形成所述反向转弯的部分并面对所述进给管以及在所述第一分支和所述第二分支之间分配所述进给管。
17.根据权利要求16所述的部件，其中，所述分流器在横截面中限定顶点，所述顶点具有顶点曲率半径。
18.根据权利要求17所述的部件，其中，所述分流器包括第一谷部，所述第一谷部具有第一曲率半径，所述第一谷部形成进入所述第一分支中的所述反向转弯的部分。
19.根据权利要求18所述的部件，其中，所述分流器包括第二谷部，所述第二谷部具有第二曲率半径，所述第二谷部形成进入所述第二分支中的所述反向转弯的部分。
20.根据权利要求19所述的部件，其中，所述第一曲率半径和所述第二曲率半径中的至少一个大于所述顶点曲率半径。
21.根据权利要求19所述的部件，其中，所述第二曲率半径等于所述第一曲率半径。
22.根据权利要求16所述的部件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间均匀地分配。
23.根据权利要求16所述的部件，其中，所述分流器将来自所述进给管的流体在所述第一分支和所述第二分支之间不均匀地分配。
24.根据权利要求16所述的部件，其中，所述第一分支和所述第二分支的横截面面积的和至少等于所述进给管的横截面面积。
25.根据权利要求16所述的部件，所述部件还包括至少一个流动增强器，所述至少一个流动增强器位于所述第一分支和所述第二分支中的至少一个内。
26.根据权利要求25所述的部件，所述部件还包括在所述进给管内的流动增强器。
27.根据权利要求26所述的部件，其中，所述流动增强器包括湍流器或销钉排中的至少一个。
28.一种冷却翼型件的方法，包括：将冷却空气从沿弦向方向延伸的进给管供应到所述翼型件中的反向转弯处，并通过使所述冷却空气流动到所述反向转弯处的分流器上而将所述冷却空气在所述反向转弯处分成至少两个冷却分支，以在所述至少两个冷却分支之间分配冷却空气，其中，所述至少两个冷却分支中的至少一者沿弦向方向延伸。
29.根据权利要求28所述的方法，其中，使所述冷却空气流动到所述分流器上包括使所述冷却空气流动到所述分流器的顶点。
30.根据权利要求29所述的方法，其中，使所述冷却空气流动到所述分流器上包括使冷却空气沿所述顶点下游的弯曲表面流动以实现所述冷却空气的转向。
CN201810304786.4A 2017-04-07 2018-04-04 具有冷却回路的涡轮发动机翼型件 Active CN108691572B (zh)

Applications Claiming Priority (2)

Application Number Priority Date Filing Date Title
US15/481,659 US10697301B2 (en) 2017-04-07 2017-04-07 Turbine engine airfoil having a cooling circuit
US15/481659 2017-04-07

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108691572A CN108691572A (zh) 2018-10-23
CN108691572B true CN108691572B (zh) 2021-04-20

Family

ID=63711059

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201810304786.4A Active CN108691572B (zh) 2017-04-07 2018-04-04 具有冷却回路的涡轮发动机翼型件

Country Status (2)

Country Link
US (1) US10697301B2 (zh)
CN (1) CN108691572B (zh)

Families Citing this family (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10508548B2 (en) * 2017-04-07 2019-12-17 General Electric Company Turbine engine with a platform cooling circuit
US11499433B2 (en) * 2018-12-18 2022-11-15 General Electric Company Turbine engine component and method of cooling
US11566527B2 (en) * 2018-12-18 2023-01-31 General Electric Company Turbine engine airfoil and method of cooling
KR20210090501A (ko) * 2020-01-10 2021-07-20 한화에어로스페이스 주식회사 배기 덕트 및 이를 이용하는 배기 덕트 어셈블리와 비행체

Family Cites Families (46)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3864058A (en) 1973-02-05 1975-02-04 Garrett Corp Cooled aerodynamic device
US4835958A (en) * 1978-10-26 1989-06-06 Rice Ivan G Process for directing a combustion gas stream onto rotatable blades of a gas turbine
US4416585A (en) 1980-01-17 1983-11-22 Pratt & Whitney Aircraft Of Canada Limited Blade cooling for gas turbine engine
US4565490A (en) * 1981-06-17 1986-01-21 Rice Ivan G Integrated gas/steam nozzle
US4738588A (en) * 1985-12-23 1988-04-19 Field Robert E Film cooling passages with step diffuser
JPS62271902A (ja) * 1986-01-20 1987-11-26 Hitachi Ltd ガスタ−ビン冷却翼
US5296308A (en) * 1992-08-10 1994-03-22 Howmet Corporation Investment casting using core with integral wall thickness control means
US5356265A (en) 1992-08-25 1994-10-18 General Electric Company Chordally bifurcated turbine blade
US5690473A (en) * 1992-08-25 1997-11-25 General Electric Company Turbine blade having transpiration strip cooling and method of manufacture
US5931638A (en) 1997-08-07 1999-08-03 United Technologies Corporation Turbomachinery airfoil with optimized heat transfer
US6988872B2 (en) 2003-01-27 2006-01-24 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Turbine moving blade and gas turbine
US6981840B2 (en) 2003-10-24 2006-01-03 General Electric Company Converging pin cooled airfoil
US6984103B2 (en) 2003-11-20 2006-01-10 General Electric Company Triple circuit turbine blade
US7011502B2 (en) 2004-04-15 2006-03-14 General Electric Company Thermal shield turbine airfoil
US7118325B2 (en) * 2004-06-14 2006-10-10 United Technologies Corporation Cooling passageway turn
US7690893B2 (en) 2006-07-25 2010-04-06 United Technologies Corporation Leading edge cooling with microcircuit anti-coriolis device
US7527474B1 (en) 2006-08-11 2009-05-05 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with mini-serpentine cooling passages
US7563073B1 (en) 2006-10-10 2009-07-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with film cooling slot
US7731481B2 (en) 2006-12-18 2010-06-08 United Technologies Corporation Airfoil cooling with staggered refractory metal core microcircuits
US7967566B2 (en) * 2007-03-08 2011-06-28 Siemens Energy, Inc. Thermally balanced near wall cooling for a turbine blade
DE102007029367A1 (de) * 2007-06-26 2009-01-02 Rolls-Royce Deutschland Ltd & Co Kg Schaufel mit Tangentialstrahlerzeugung am Profil
US8210814B2 (en) 2008-06-18 2012-07-03 General Electric Company Crossflow turbine airfoil
EP2256297B8 (en) 2009-05-19 2012-10-03 Alstom Technology Ltd Gas turbine vane with improved cooling
US8342797B2 (en) 2009-08-31 2013-01-01 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Cooled gas turbine engine airflow member
US8742279B2 (en) * 2010-02-01 2014-06-03 United Technologies Corporation Method of creating an airfoil trench and a plurality of cooling holes within the trench
JP4954309B2 (ja) * 2010-03-24 2012-06-13 川崎重工業株式会社 ダブルジェット式フィルム冷却構造
WO2011160930A1 (en) * 2010-06-23 2011-12-29 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine blade
US8702391B2 (en) * 2010-06-23 2014-04-22 Ooo Siemens Gas turbine blade
US8764394B2 (en) 2011-01-06 2014-07-01 Siemens Energy, Inc. Component cooling channel
EP2700787B1 (en) * 2011-04-22 2018-04-04 Mitsubishi Hitachi Power Systems, Ltd. Vane member and rotary machine
US9234438B2 (en) 2012-05-04 2016-01-12 Siemens Aktiengesellschaft Turbine engine component wall having branched cooling passages
US9879546B2 (en) * 2012-06-21 2018-01-30 United Technologies Corporation Airfoil cooling circuits
US9080451B2 (en) 2012-06-28 2015-07-14 General Electric Company Airfoil
US20140219813A1 (en) * 2012-09-14 2014-08-07 Rafael A. Perez Gas turbine engine serpentine cooling passage
US10113433B2 (en) * 2012-10-04 2018-10-30 Honeywell International Inc. Gas turbine engine components with lateral and forward sweep film cooling holes
JP5530001B1 (ja) 2013-05-22 2014-06-25 川崎重工業株式会社 ダブルジェット式フイルム冷却構造とその製造方法
EP2853689A1 (de) * 2013-09-25 2015-04-01 Siemens Aktiengesellschaft Anordnung von Kühlkanälen in einer Turbinenschaufel
US9435212B2 (en) * 2013-11-08 2016-09-06 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with laterally extending snubber having internal cooling system
US20150152738A1 (en) * 2013-12-02 2015-06-04 George Liang Turbine airfoil cooling passage with diamond turbulator
US9995147B2 (en) * 2015-02-11 2018-06-12 United Technologies Corporation Blade tip cooling arrangement
EP3059394B1 (en) 2015-02-18 2019-10-30 Ansaldo Energia Switzerland AG Turbine blade and set of turbine blades
US20170175544A1 (en) * 2015-12-21 2017-06-22 General Electric Company Cooling circuits for a multi-wall blade
US10450874B2 (en) * 2016-02-13 2019-10-22 General Electric Company Airfoil for a gas turbine engine
US10119406B2 (en) * 2016-05-12 2018-11-06 General Electric Company Blade with stress-reducing bulbous projection at turn opening of coolant passages
US20180230815A1 (en) * 2017-02-15 2018-08-16 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine airfoil with thin trailing edge cooling circuit
KR101937588B1 (ko) * 2017-09-13 2019-01-10 두산중공업 주식회사 터빈의 냉각 블레이드 및 이를 포함하는 터빈 및 가스터빈

Also Published As

Publication number Publication date
US20180291743A1 (en) 2018-10-11
CN108691572A (zh) 2018-10-23
US10697301B2 (en) 2020-06-30

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US10436038B2 (en) Turbine engine with an airfoil having a tip shelf outlet
US10577955B2 (en) Airfoil assembly with a scalloped flow surface
CN108868898B (zh) 用于冷却涡轮发动机的翼型件顶端的设备和方法
US11156099B2 (en) Turbine engine airfoil with a modified leading edge
CN108691572B (zh) 具有冷却回路的涡轮发动机翼型件
US10107109B2 (en) Gas turbine engine component cooling assembly
US11015453B2 (en) Engine component with non-diffusing section
US20200011347A1 (en) Gas turbine engine with vane having a cooling inlet
EP3214270A1 (en) Airfoil having impingement openings
US11208901B2 (en) Trailing edge cooling for a turbine blade
CN109083688B (zh) 具有偏转器的涡轮发动机部件
CN108691571B (zh) 具有流动增强器的发动机部件
US11236618B2 (en) Turbine engine airfoil with a scalloped portion
CN107084006B (zh) 用于燃气涡轮发动机翼型件的加速器插入件
US11274563B2 (en) Turbine rear frame for a turbine engine
CN108691658B (zh) 具有平台冷却回路的涡轮发动机
US11242770B2 (en) Turbine center frame and method
CN114753889A (zh) 具有一组凹痕的翼型件的涡轮发动机
US10612389B2 (en) Engine component with porous section
US20180347403A1 (en) Turbine engine with undulating profile
US11939880B1 (en) Airfoil assembly with flow surface
US20180051565A1 (en) Engine component with porous trench
US11401835B2 (en) Turbine center frame

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