CN108884717B - 在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件 - Google Patents

在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件 Download PDF

Info

Publication number
CN108884717B
CN108884717B CN201680084382.8A CN201680084382A CN108884717B CN 108884717 B CN108884717 B CN 108884717B CN 201680084382 A CN201680084382 A CN 201680084382A CN 108884717 B CN108884717 B CN 108884717B
Authority
CN
China
Prior art keywords
wall
flow
turbulence
channel
radial
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
CN201680084382.8A
Other languages
English (en)
Other versions
CN108884717A (zh
Inventor
扬·H·马尔什
保罗·A·桑德斯
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 Global GmbH and Co KG
Original Assignee
Siemens AG
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 AG filed Critical Siemens AG
Publication of CN108884717A publication Critical patent/CN108884717A/zh
Application granted granted Critical
Publication of CN108884717B publication Critical patent/CN108884717B/zh
Active legal-status Critical Current
Anticipated expiration legal-status Critical

Links

Images

Classifications

    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/186—Film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D5/00—Blades; Blade-carrying members; Heating, heat-insulating, cooling or antivibration means on the blades or the members
    • F01D5/12—Blades
    • F01D5/14—Form or construction
    • F01D5/18—Hollow blades, i.e. blades with cooling or heating channels or cavities; Heating, heat-insulating or cooling means on blades
    • F01D5/187—Convection cooling
    • F01D5/188—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall
    • F01D5/189—Convection cooling with an insert in the blade cavity to guide the cooling fluid, e.g. forming a separation wall the insert having a tubular cross-section, e.g. airfoil shape
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
    • F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
    • F01D9/00—Stators
    • F01D9/02—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles
    • F01D9/04—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector
    • F01D9/041—Nozzles; Nozzle boxes; Stator blades; Guide conduits, e.g. individual nozzles forming ring or sector using blades
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2220/00—Application
    • F05D2220/30—Application in turbines
    • F05D2220/32—Application in turbines in gas turbines
    • 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
    • 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
    • F05D2250/185—Two-dimensional patterned serpentine-like
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/202—Heat transfer, e.g. cooling by film cooling
    • F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
    • F05—INDEXING SCHEMES RELATING TO ENGINES OR PUMPS IN VARIOUS SUBCLASSES OF CLASSES F01-F04
    • F05D—INDEXING SCHEME FOR ASPECTS RELATING TO NON-POSITIVE-DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, GAS-TURBINES OR JET-PROPULSION PLANTS
    • F05D2260/00—Function
    • F05D2260/20—Heat transfer, e.g. cooling
    • F05D2260/221—Improvement of heat transfer
    • F05D2260/2212—Improvement of heat transfer by creating turbulence

Landscapes

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

Abstract

一种涡轮翼型件(10)，包括定位在内部腔(40)中的流动阻挡体(26)。在流动阻挡体(26)与翼型件压力侧壁(16)之间限定有第一近壁冷却通道(72)。在流动阻挡体(26)与翼型件吸力侧壁(18)之间限定有第二近壁冷却通道(74)。在流动阻挡体(26)与将翼型件压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)连接的分隔壁(24)之间限定有连接通道(76)。连接通道(76)沿着径向范围连接至第一近壁冷却通道(72)和第二近壁冷却通道(74)。湍流特征(90、90a‑90b)定位在连接通道(76)中且形成在流动阻挡体(26)上和/或在分隔壁(24)上。湍流特征(90、90a‑90b)有效地产生通过第一近壁冷却通道(72)和第二近壁冷却通道(74)的与连接通道(76)相比的更高的冷却剂流量。

Description

在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件
技术领域
本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及具有内部冷却通道的涡轮翼型件，所述内部冷却通道用于引导冷却剂通过翼型件。
背景技术
在涡轮机比如燃气涡轮发动机中，空气在压缩机部分中被加压并且然后在燃烧室部分中与燃料混合并燃烧以产生热燃烧气体。热燃烧气体在发动机的涡轮部分内膨胀，在涡轮部分中，能量被提取以为压缩机部分提供动力并且产生有用功，比如使发电机转动以发电。热燃烧气体行进通过涡轮部分内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排固定翼型件以及后面跟着的一排旋转翼型件，固定翼型件即为静叶片，旋转翼型件即为动叶片，其中，动叶片从热燃烧气体中提取能量以用于提供输出动力。由于翼型件、即静叶片和动叶片直接地暴露于热燃烧气体，因此翼型件、即静叶片和动叶片通常设置有内部冷却通道，所述内部冷却通道引导冷却流体比如压缩机引气通过翼型件。
一种类型的涡轮翼型件包括径向延伸的外壁，该外壁由相对的压力侧壁和吸力侧壁组成，压力侧壁和吸力侧壁从翼型件的前缘延伸至后缘。冷却通道在翼型件内在压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且冷却通道引导冷却流体沿交替的径向方向通过翼型件。冷却通道从压力侧壁和吸力侧壁移除热并且因此避免这些零部件的过热。
在涡轮翼型件中，为了使从压缩机转移的用于冷却的空气冷却剂的体积最小，基于热传递率实现高冷却效率是重要的设计考虑因素。
发明内容
简言之，本发明的各方面提供了在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件。
根据第一方面，提供了一种涡轮翼型件。该涡轮翼型件包括外壁，该外壁界定翼型件内部。外壁在沿着涡轮发动机的径向方向的翼展方向上延伸并且外壁由压力侧壁和吸力侧壁形成，压力侧壁和吸力侧壁在前缘处以及在后缘处连接。在翼型件内部中定位有至少一个分隔壁，所述分隔壁沿着径向范围将压力侧壁和吸力侧壁连接以在翼型件内部中限定多个径向腔。在径向腔中的至少一个径向腔中定位有长形的流动阻挡体以便占据该径向腔中的非活动体积。流动阻挡体沿径向方向延伸并且流动阻挡体与压力侧壁、吸力侧壁和分隔壁间隔开，由此，在流动阻挡体与压力侧壁之间限定有第一近壁冷却通道，在流动阻挡体与吸力侧壁之间限定有第二近壁冷却通道，并且在流动阻挡体与分隔壁之间限定有连接通道。连接通道沿着径向范围连接至第一近壁冷却通道和第二近壁冷却通道以限定径向冷却剂流的流动横截面。涡轮翼型件还包括湍流特征，所述湍流特征定位在连接通道中，并且所述湍流特征形成在流动阻挡体上和/或形成在分隔壁上。湍流特征使得产生通过第一近壁冷却通道和第二近壁冷却通道的与连接通道相比的更高的冷却剂流量。
根据第二方面，提供了一种涡轮翼型件。该涡轮翼型件包括外壁，该外壁界定翼型件内部。外壁在沿着涡轮发动机的径向方向的翼展方向上延伸，并且外壁由压力侧壁和吸力侧壁形成，压力侧壁和吸力侧壁在前缘处以及在后缘处连接。在翼型件内部中定位有至少一个分隔壁，所述分隔壁沿着径向范围将压力侧壁和吸力侧壁连接以在翼型件内部中限定多个径向腔。在径向腔中的至少一个径向腔中定位有长形的流动阻挡体以便占据该径向腔中的非活动体积。流动阻挡体沿径向方向延伸，并且流动阻挡体与压力侧壁、吸力侧壁和分隔壁间隔开，由此，在流动阻挡体与压力侧壁之间限定有第一近壁冷却通道，在流动阻挡体与吸力侧壁之间限定有第二近壁冷却通道，并且在流动阻挡体与分隔壁之间限定有连接通道。连接通道沿着径向范围连接至第一近壁冷却通道和第二近壁冷却通道。涡轮翼型件还包括下述器件：所述器件用于局部地增强连接通道中的流动摩擦，并且使得通过第一近壁冷却通道和第二近壁冷却通道的冷却剂流量高于通过连接通道的冷却剂流量。
附图说明
本发明借助于附图被更详细地示出。附图示出了优选构型并且附图不限制本发明的范围。
图1是具有本发明的实施方式的特征的涡轮翼型件的立体图；
图2是沿着图1的截面线II-II截取的穿过涡轮翼型件的横截面图；
图3是描绘了根据本发明的第一示例实施方式的由具有湍流特征的连接通道连接的近壁冷却通道的高度示意性放大的局部横截面图；
图4是沿着图3的截面线IV-IV截取的局部横截面图，其图示了在“向上”流动径向流通道中的湍流器的示例性构型；
图5是沿着图3的截面线V-V截取的局部横截面图，其图示了在“向下”流动径向流通道中的湍流器的示例性构型；
图6是描绘了根据本发明的第二示例实施方式的由具有湍流特征的连接通道连接的近壁冷却通道的高度示意性放大的局部横截面图；以及
图7是沿着图6的截面线VII-VII截取的局部横截面图。
具体实施方式
在优选实施方式的以下详细描述中，参照构成详细描述的一部分的附图以及可以实施本发明的具体实施方式，并且附图通过图示的方式而非通过限制的方式示出。应理解的是，可以利用其他实施方式并且在不脱离本发明的主旨和范围的情况下可以进行改变。
本发明的各方面涉及内部冷却的涡轮翼型件。在燃气涡轮发动机中，被供给至涡轮翼型件中的内部冷却通道的冷却剂通常包括从压缩机部分转移的空气。为了使从压缩机转移的用于冷却的空气冷却剂的体积最小，基于热传递率实现高冷却效率是重要的设计考虑因素。许多动叶片和静叶片包含下述双壁式结构：该双壁式结构包括在前缘处以及在后缘处连接的压力侧壁和吸力侧壁。内部冷却通道通过采用将压力侧壁和吸力侧壁以直接线形方式连接的内部分隔壁或肋而形成。已经注意到的是，尽管上述设计提供了低的热应力水平，但是该设计可能在热效率方面造成限制，这是由冷却剂流量因其简单向前或向后流动的蛇形冷却通道以及相对大的流动横截面面积而增大所导致的。在如上面所描述的传统的双壁式涡轮翼型件中，径向冷却剂流的一大部分保持朝向压力侧壁与吸力侧壁之间的流动横截面的中央并且因此该部分没有充分用于对流冷却。
燃气涡轮发动机的热效率可以通过降低冷却剂流量而增大。然而，由于可用的空气冷却剂减少，对翼型件进行冷却可能变得更困难。例如，除了能够从翼型件带出更少的热，更低的冷却剂流量还使得更难以产生足够高的内部马赫数以满足冷却要求。为了解决这一问题，已经研发了实现近壁冷却的技术，比如在由本申请人所提交的国际申请No.PCT/US2015/047332中所公开的技术，并且所述申请的全部内容通过参引并入本文中。简言之，这种近壁冷却技术使用流移位元件来减小冷却剂的流动横截面面积，从而增大对流热传递，同时还由于流动横截面的变窄而增大目标壁速度。此外，这使得有效利用冷却剂，这是因为冷却剂流从流动横截面的中央朝向需要最多冷却的热壁、即压力侧壁和吸力侧壁移位。本发明的各实施方式提供了对于上述近壁冷却技术的进一步改进。
现在参照图1，图1图示了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如所图示的，翼型件10是用于燃气涡轮发动机的动叶片。然而，应当注意的是，本发明的各方面另外还可以结合到燃气涡轮发动机中的固定静叶片。翼型件10可以包括外壁14，该外壁14适于例如使用在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中。外壁14在沿着涡轮发动机的径向方向R的翼展方向上延伸，并且外壁14包括大致凹形的压力侧壁16和大致凸形的吸力侧壁18。压力侧壁16和吸力侧壁18在前缘20处以及在后缘22处连接。外壁14可以在平台58处联接至根部56。根部56可以将涡轮翼型件10联接至涡轮发动机的盘形件(未示出)。外壁14在径向方向上由径向外端面或翼型件梢部52和联接至平台58的径向内端面54界定。在其他实施方式中，翼型件10可以是固定的涡轮静叶片，其径向内端面联接至涡轮发动机的涡轮部分的内径处并且径向外端面联接至涡轮发动机的涡轮部分的外径处。
参照图1和图2，外壁14界定包括有内部冷却通道的翼型件内部11，所述内部冷却通道可以经由穿过根部56的一个或更多个冷却流体供给通道(未示出)接收冷却剂、比如来自压缩机部分(未示出)的空气。多个分隔壁24定位成在内部11中间隔开。分隔壁24沿着径向范围延伸并将压力侧壁16和吸力侧壁18连接以限定内部径向腔40。冷却剂穿过径向腔40并且分别经由沿着前缘20定位的排气孔27和沿着后缘22定位的排气孔29从翼型件10排出。排气孔27沿着前缘20(参见图1)提供薄膜冷却。尽管在附图中未示出，但是在包括压力侧壁16、吸力侧壁18、前缘20以及翼型件梢部52上的任何位置在内的多个位置处可以设置薄膜冷却孔。然而，本发明的各实施方式利用低的冷却剂流量提供了增强的对流热传递，这使得能够将薄膜冷却仅限于前缘20，如在图1中示出的。
参照图2，在径向腔40中的至少一个径向腔中可以定位有呈流动阻挡体26的形式的流移位元件。在该示例中，示出了两个这种流动阻挡体26，每个流动阻挡体26在径向方向(与图2的平面垂直)上是长形的。每个流动阻挡体26占据相应的腔40内的非活动体积。即，没有冷却剂流穿过被流动阻挡体26占据的体积。因此，腔40中的冷却剂流的一大部分朝向热的外壁14移位以实现近壁冷却。在这种情况下，每个流动阻挡体26具有空心结构，该空心结构的内部具有腔T，没有冷却剂流动通过该腔T。为此，腔T的一个径向端部或者两个径向端部可以被盖住或密封以防止冷却剂进入到腔T中。在替代实施方式中，流动阻挡体26可以具有实心结构。流动阻挡体26的空心结构相比于实心体结构可以提供减小的热应力，并且此外，流动阻挡体26的空心结构在旋转动叶片的情况下可以使得离心应力减小。如所示出的，一对连接肋32和34沿着径向范围分别将流动阻挡体26连接至压力侧壁16和吸力侧壁18。在优选实施方式中，流动阻挡体26和连接肋32、34可以利用如在插入件的情况下不需要后制造装配的任何制造技术与翼型件10一体制造。在一个示例中，流动阻挡体26可以例如通过陶瓷铸造型芯与翼型件10一体铸造。其他制造技术可以例如包括增材制造工艺，比如3D打印。这允许本发明的方面被用于包括3D轮廓化的动叶片和静叶片在内的高度轮廓化的翼型件。
流动阻挡体26的图示的横截面形状是示例性的。流动阻挡体26的精确形状可以除其他因素之外取决于该流动阻挡体定位在其中的径向腔40的形状。在图示的实施方式中，每个流动阻挡体26包括相反的第一侧面82和第二侧面84。第一侧面82与压力侧壁16间隔开，使得在第一侧面82与压力侧壁16之间限定有径向延伸的第一近壁冷却通道72。第二侧面84与吸力侧壁18间隔开，使得在第二侧面84与吸力侧壁18之间限定有径向延伸的第二近壁冷却通道74。每个流动阻挡体26还包括在第一侧面82与第二侧面84之间延伸的相反的第三侧面86和第四侧面88。第三侧面86和第四侧面88分别在各自的一侧与分隔壁24间隔开，以限定位于相应的侧面86、88与相应的分隔壁24之间的相应的连接通道76。每个连接通道76沿着径向范围连接至第一近壁冷却通道72和第二近壁冷却通道74以限定径向冷却剂流的流动横截面。提供连接通道76使得翼型件10中的热应力减小，并且提供连接通道76可能在对流动阻挡体26与相应的分隔壁24之间的间隙在结构上进行密封的方面是优选的。
径向腔40中的每个径向腔中所产生的流动横截面大体呈C形，包括第一近壁冷却通道72、第二近壁冷却通道74以及相应的连接通道76。具有对称相对的C形流动横截面的一对相邻的径向流动通道F1、F2形成在每个流动阻挡体26的相反侧。应注意到的是，在上下文中的术语“对称相对”不意在限于流动横截面的精确的尺寸对称性，流动横截面的精确的尺寸对称性特别是在高度轮廓化的翼型件中通常无法实现。相反，如本文中使用的，术语“对称相对”指的是形成流动横截面的构成要素(即，在该示例中的近壁冷却通道72、近壁冷却通道74和连接通道76)的对称相对的相对几何形状。此外，图示出的C形流动横截面是示例性的。可以采用替代实施方式，例如由近壁冷却通道和连接通道所限定的H形流动横截面。所述一对相邻的径向流动通道F1和F2可以沿相反的径向方向引导冷却剂，所述一对相邻的径向流动通道F1和F2串联地流体连接以形成蛇形冷却路径，如在由本申请人所提交的国际申请No.PCT/US2015/047332中所公开的。
为了增强冷却剂与外壁14之间的对流热传递，可能有利的是，在压力侧壁16和/或吸力侧壁18处在热的外壁14的内面上设置湍流肋。将湍流肋添加到热的外壁14所产生的技术效果在于，可以促使更多的冷却剂沿着与连接通道76邻接的光滑壁行进，而不是沿着与近壁冷却通道72、74邻接的具有湍流肋的外壁14行进。通过连接通道76的冷却剂流量更高实际上可以增强形成连接通道76的相对冷的壁24、86以及壁88、24处的热传递，而减少了相对热的外壁14处的热传递。本发明人已经设想到下述机构：该机构用于通过对冷壁中的一个或更多个冷壁进行修改以使连接通道76中的摩擦系数相对于近壁冷却通道72、74中的摩擦系数增强来增强热的外壁处的热传递。这将产生通过近壁冷却通道72、74的与连接通道76相比的更高的冷却剂流量。因此，本发明的机构打破了冷壁修改对于内部热壁热传递产生非常少的益处的传统观念。
图3至图5图示了本发明的第一示例实施方式。参照图3，每个连接通道76被限定在包括相对的第一壁面S1和第二壁面S2的相对冷的壁之间。第一壁面S1是分隔壁24的面向相应的连接通道76的侧面。第二壁面S2是流动阻挡体26的面向相应的连接通道76的侧面(86或88)。根据本发明的各种实施方式，在连接通道76中的一个或更多个连接通道中可以定位有呈湍流肋90的形式的湍流特征。在该图示中，湍流肋90形成在分隔壁24的壁面S1上。替代性地或另外地，湍流肋90可以形成在流动阻挡体26的壁面S2中的一个壁面或两个壁面上。湍流肋90可以例如借助于上面所提到的制造工艺中的任何制造工艺而形成在壁面S1和/或壁面S2上。如在图4和图5中示出的，湍流肋90可以以沿着壁面S1的径向范围延伸的阵列的方式间隔开布置。在一个非限制性示例中，该阵列可以跨越连接通道76的整个径向范围。此外，每个湍流肋90延伸成仅部分地横跨连接通道76的被定义在相反的壁面S1与S2之间的宽度W。这确保了在流动阻挡体26与分隔壁24之间不存在横跨连接通道76的结构连接，从而使翼型件中的热应力最小。
湍流肋90可以以横向于冷却剂K的流动方向、即横向于径向方向R的任何方向来定向。湍流肋90的布置使通过连接通道76的冷却剂流的摩擦系数相对于通过近壁冷却通道72、74的冷却剂流的摩擦系数增强。因此，冷却剂流倾向于采取阻力最小的路径，从而以连接通道76中的每单位面积的冷却剂质量流量的局部减小为代价，使得近壁冷却通道72、74中的每单位面积的冷却剂质量流量局部增大。尽管连接通道76中的湍流肋90可能使通道的压降稍微增大，但是通过使近壁冷却通道72、74中的冷却剂质量流量高于连接通道76中的冷却剂质量流量而实现了热壁热传递的净增益。由于冷却剂的大部分现在被用于与热的外壁14进行热传递，因此冷却剂需求可以大幅降低，从而增大发动机热效率。湍流肋90的几何尺寸、例如湍流肋90横跨连接通道76的宽度、湍流肋90的径向高度、湍流肋90之间的间距等可以被适当地设计成实现连接通道76中的每个连接通道中的所需的摩擦系数。
除了增大连接通道76的摩擦系数之外，湍流肋90还可以构造成将连接通道76中的流朝向近壁冷却通道72、74偏转。用以实现上述结果的一个非限制性示例是将湍流肋90设置为具有如在图4和图5所示出的V形轮廓。V形的湍流肋90各自包括臂部61和臂部62，臂部61和臂部62远离顶点60分别朝向第一近壁冷却通道72和第二近壁冷却通道74延伸。在一个实施方式中，如所示出的，臂部61和臂部62可以在顶点60处连接。在替代实施方式中，臂部61和臂部62可以间隔开、即在顶点60处不连接，在这种情况下，顶点60可以被定义为臂部61的纵向轴线和臂部62的纵向轴线的交叉点。此外，臂部61、62可以是直的或者是弯曲的。顶点60可以例如定位在连接通道76的中央处。臂部61和臂部62中的每一者相对于冷却剂K的流动方向成锐角α1、α2，使得径向流动的冷却剂K被臂部61和臂部62从顶点60朝向近壁冷却通道72和近壁冷却通道74偏转。将冷却剂K从连接通道76向近壁冷却通道72、74偏转使得连接通道76中的每单位面积的冷却剂质量流量进一步局部减小以及近壁冷却通道72、74中的每单位面积的冷却剂流量相应地局部增大。在该示例中，相邻的径向流动通道F1和F2沿相反的径向方向引导冷却剂。特别地，流动通道F1构造为“向上”的通道(从根部向梢部流动)并且流动通道F2构造为“向下”的通道(从梢部向根部流动)。如在图4和图5中描绘的，流动通道F1中的V形的湍流肋90和流动通道F2中的V形的湍流肋90具有相对于彼此径向倒置的轮廓，使得在每种情况中，臂部61和62都相对于相应的流动通道F1、F2中的冷却剂K的正的流动方向成锐角α1、α2。
应强调的是，上述V形的湍流器几何形状是示例性的，并且可以采用其他几何形状的构型。例如，在替代实施方式中，湍流特征90可以具有曲线的或弧形的轮廓。在其他实施方式中，湍流特征90中的每个湍流特征可以由下述直肋组成：所述直肋可以相对于冷却剂K的流动方向倾斜布置，或者所述直肋可以垂直于冷却剂K的流动方向。在每种情况下，可以确定湍流特征的精确的几何形状以实现连接通道76中的所需的流动摩擦系数，并且作为可选的益处，可以确定湍流特征的精确的几何形状以使冷却剂从连接通道76朝向近壁冷却通道72、74偏转。
为了进一步增强外壁14处的对流热传递，可以在近壁冷却通道72、74中的一者或两者上可选地设置附加湍流特征92。在这种情况下，湍流特征92可以在压力侧壁16处和/或在吸力侧壁18处形成在外壁14的内表面上。湍流特征90和湍流特征92可以相互构造成在连接通道76中产生比在近壁冷却通道72、74中的摩擦系数更高的摩擦系数，使得通过近壁冷却通道72、74的冷却剂流量仍然高于通过连接通道76中的冷却剂流量。例如，湍流特征92可以定尺寸成相对于湍流特征90在宽度、和/或高度、和/或阵列大小方面更小。
图6和图7图示了本发明的第二示例实施方式。在这种情况下，湍流特征形成在限定连接通道76的相对的壁面S1和S2二者上。在该示例中，第一阵列的湍流肋90a沿着分隔壁24的壁面S1的径向范围布置，并且第二阵列的湍流肋90b沿着流动阻挡体26的壁面S2的径向范围布置。湍流肋90a和90b可以具有任何几何形状，包括例如前述实施方式中所描述的几何形状。在本实施方式中，如在图7中示出的，壁面S1上的湍流肋90a相对于第二壁面S2上的湍流肋90b沿径向方向交错。这允许湍流肋90a和90b沿着连接通道76的宽度W部分地重叠。如在图6中示出的，沿径向方向从上向下看，湍流肋90a和90b的布置覆盖了连接通道的整个流动横截面，但在分隔壁24与流动阻挡体26之间未形成横跨连接通道76的任何结构连接。这种布置有效地阻挡连接通道76中的任何径向冷却剂流，同时实际上使整个冷却剂流朝向近壁冷却通道72、74偏转。由于几乎所有冷却剂现在被用于与热的外壁14进行热传递，因此冷却剂需求甚至可以进一步降低，从而对发动机热效率产生甚至更大的积极影响。
尽管已经详细描述了具体实施方式，但是本领域的普通技术人员将理解的是，可以根据本公开的总体教示对这些细节进行各种修改和替代。因此，所公开的特定布置意在仅是说明性的，而非对于本发明以及其任何和所有等同物的范围进行限制，本发明的范围在所附权利要求的全部范围内给出。

Claims (15)

1.一种涡轮翼型件(10)，包括：
外壁(14)，所述外壁(14)界定翼型件内部(11)，所述外壁(14)在沿着涡轮发动机的径向方向(R)的翼展方向上延伸并且由压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)形成，所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)在前缘(20)处以及在后缘(22)处连接，
至少一个分隔壁(24)，所述分隔壁(24)定位在所述翼型件内部(11)中，所述分隔壁(24)沿着径向范围将所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)连接以在所述翼型件内部(11)中限定多个径向腔(40)，
长形的流动阻挡体(26)，所述流动阻挡体(26)定位在所述多个径向腔(40)中的至少一个径向腔中以占据所述至少一个径向腔中的非活动体积，所述流动阻挡体(26)沿所述径向方向(R)延伸并且与所述压力侧壁(16)、所述吸力侧壁(18)以及所述分隔壁(24)间隔开，由此，在所述流动阻挡体(26)与所述压力侧壁(16)之间限定有第一近壁冷却通道(72)，在所述流动阻挡体(26)与所述吸力侧壁(18)之间限定有第二近壁冷却通道(74)，并且在所述流动阻挡体(26)与所述分隔壁(24)之间限定有连接通道(76)，所述连接通道(76)沿着径向范围连接至所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)以限定径向冷却剂流的流动横截面，以及
湍流特征(90、90a-90b)，所述湍流特征(90、90a-90b)定位在所述连接通道(76)中并且形成在所述流动阻挡体(26)上和/或形成在所述分隔壁(24)上，所述湍流特征(90、90a-90b)使得产生通过所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)的与所述连接通道(76)相比的更高的冷却剂流量，
其中，所述湍流特征(90、90a-90b)构造成使所述连接通道(76)中的冷却剂流朝向所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)偏转。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述连接通道(76)被分别限定在所述分隔壁(24)的第一壁面(S1)与所述流动阻挡体(26)的第二壁面(S2)之间，所述第一壁面(S1)与所述第二壁面(S2)相对，其中，所述湍流特征(90、90a-90b)包括形成在所述第一壁面(S1)和/或所述第二壁面(S2)上的多个湍流肋(90、90a-90b)。
3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述多个湍流肋(90、90a-90b)以沿着所述第一壁面(S1)和/或所述第二壁面(S2)的径向范围延伸的阵列的方式布置。
4.根据权利要求3所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述多个湍流肋(90、90a-90b)包括沿着所述第一壁面(S1)的径向范围布置的第一阵列的湍流肋(90a)以及沿着所述第二壁面(S2)的径向范围布置的第二阵列的湍流肋(90b)。
5.根据权利要求4所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一壁面(S1)上的所述湍流肋(90a)相对于所述第二壁面(S2)上的所述湍流肋(90b)沿径向方向交错。
6.根据权利要求5所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一壁面(S1)上的所述湍流肋(90a)和所述第二壁面(S2)上的所述湍流肋(90b)沿着所述连接通道(76)的在所述第一壁面(S1)与所述第二壁面(S2)之间的宽度(W)部分地重叠。
7.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述湍流特征(90、90a-90b)构造成局部地增大所述连接通道(76)的摩擦系数。
8.根据权利要求7所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述湍流特征(90、90a-90b)横向于穿过所述连接通道(76)的冷却剂(K)的流动方向定向。
9.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述湍流特征(90、90a-90b)包括沿着冷却剂(K)的流动方向布置的湍流肋(90、90a-90b)的阵列，所述湍流肋(90、90a-90b)相对于所述冷却剂(K)的流动方向倾斜一角度(α1、α2)，以使所述冷却剂(K)从所述连接通道(76)朝向所述第一近壁冷却通道(72)和/或所述第二近壁冷却通道(74)偏转。
10.根据权利要求9所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述湍流肋(90、90a-90b)各自包括第一臂部(61)和第二臂部(62)，所述第一臂部(61)和所述第二臂部(62)远离顶点(60)分别朝向所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)延伸。
11.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，还包括定位在所述第一近壁冷却通道和/或所述第二近壁冷却通道上的一个或更多个附加湍流特征(92)，所述湍流特征(90、90a-90b)和所述附加湍流特征(92)相互构造以在所述连接通道(76)中产生比在所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)中的摩擦系数更高的摩擦系数。
12.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，还包括一对连接肋(32、34)，所述一对连接肋(32、34)分别沿着径向范围将所述流动阻挡体(26)连接至所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)，由此，在所述流动阻挡体(26)的相反两侧限定具有对称相对的流动横截面的一对相邻的径向流动通道(F1、F2)。
13.根据权利要求12所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述一对相邻的径向流动通道(F1、F2)沿相反的径向方向引导冷却剂，并且所述一对相邻的径向流动通道(F1、F2)串联地流体连接以形成蛇形冷却路径。
14.一种涡轮翼型件(10)，包括：
外壁(14)，所述外壁(14)界定翼型件内部(11)，所述外壁(14)在沿着涡轮发动机的径向方向(R)的翼展方向上延伸并且由压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)形成，所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)在前缘(20)处以及在后缘(22)处连接，
至少一个分隔壁(24)，所述分隔壁(24)定位在所述翼型件内部(11)中，所述分隔壁(24)沿着径向范围将所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)连接以在所述翼型件内部(11)中限定多个径向腔(40)，
长形的流动阻挡体(26)，所述流动阻挡体(26)定位在所述多个径向腔(40)中的至少一个径向腔中以便占据所述至少一个径向腔中的非活动体积，所述流动阻挡体(26)沿所述径向方向(R)延伸并且与所述压力侧壁(16)、所述吸力侧壁(18)和所述分隔壁(24)间隔开，由此，在所述流动阻挡体(26)与所述压力侧壁(16)之间限定有第一近壁冷却通道(72)，在所述流动阻挡体(26)与所述吸力侧壁(18)之间限定有第二近壁冷却通道(74)，并且在所述流动阻挡体(26)与所述分隔壁(24)之间限定有连接通道(76)，所述连接通道(76)沿着径向范围连接至所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)，以及
器件(90、90a-90b)，所述器件(90、90a-90b)用于局部地增强所述连接通道(76)中的流动摩擦，使得通过所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)的冷却剂流量高于通过所述连接通道(76)的冷却剂流量，
其中，所述器件构造成使所述连接通道(76)中的冷却剂流朝向所述第一近壁冷却通道(72)和所述第二近壁冷却通道(74)偏转。
15.根据权利要求14所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述器件构造成用于有效地阻挡所述连接通道(76)中的径向冷却剂流，但不会在所述分隔壁(24)与所述流动阻挡体(26)之间形成横跨所述连接通道(76)的任何结构连接。
CN201680084382.8A 2016-03-31 2016-03-31 在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件 Active CN108884717B (zh)

Applications Claiming Priority (1)

Application Number Priority Date Filing Date Title
PCT/US2016/025122 WO2017171763A1 (en) 2016-03-31 2016-03-31 Turbine airfoil with turbulating feature on a cold wall

Publications (2)

Publication Number Publication Date
CN108884717A CN108884717A (zh) 2018-11-23
CN108884717B true CN108884717B (zh) 2021-02-26

Family

ID=55702164

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN201680084382.8A Active CN108884717B (zh) 2016-03-31 2016-03-31 在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件

Country Status (4)

Country Link
US (1) US10711619B2 (zh)
EP (1) EP3436668B1 (zh)
CN (1) CN108884717B (zh)
WO (1) WO2017171763A1 (zh)

Families Citing this family (16)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
WO2017039571A1 (en) * 2015-08-28 2017-03-09 Siemens Aktiengesellschaft Internally cooled turbine airfoil with flow displacement feature
EP3436669B1 (en) * 2016-03-31 2023-06-07 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine airfoil with internal cooling channels having flow splitter feature
US10815793B2 (en) * 2018-06-19 2020-10-27 Raytheon Technologies Corporation Trip strips for augmented boundary layer mixing
US20200263557A1 (en) * 2019-02-19 2020-08-20 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly with cooling feature
CN109882247B (zh) * 2019-04-26 2021-08-20 哈尔滨工程大学 一种具有通气孔内壁多通道内部冷却燃气轮机涡轮叶片
KR20220025033A (ko) 2019-06-28 2022-03-03 지멘스 에너지 글로벌 게엠베하 운트 코. 카게 모달 주파수 응답 튜닝을 포함하는 터빈 에어포일
US11480059B2 (en) 2019-08-20 2022-10-25 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with rib having connector arms
US11286793B2 (en) * 2019-08-20 2022-03-29 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with ribs having connector arms and apertures defining a cooling circuit
US11261749B2 (en) * 2019-08-23 2022-03-01 Raytheon Technologies Corporation Components for gas turbine engines
US11268392B2 (en) 2019-10-28 2022-03-08 Rolls-Royce Plc Turbine vane assembly incorporating ceramic matrix composite materials and cooling
US11952911B2 (en) 2019-11-14 2024-04-09 Rtx Corporation Airfoil with connecting rib
DE102020106128A1 (de) 2020-03-06 2021-09-09 Doosan Heavy Industries & Construction Co., Ltd. Strömungsmaschinenkomponente für eine gasturbine und eine gasturbine, die dieselbe besitzt
US11873733B2 (en) 2020-08-24 2024-01-16 Siemens Energy Global GmbH & Co. KG Turbine blade in gas turbine engine
CN113123832B (zh) * 2021-03-26 2022-01-18 北京航空航天大学 用于冲击扰流气膜复合冷却的双层壁人字形扰流柱结构
CN114087028B (zh) * 2021-11-12 2023-09-08 中国航发沈阳发动机研究所 一种适用可调导叶内环引气结构
FR3136012A1 (fr) * 2022-05-31 2023-12-01 Safran Helicopter Engines Aube de turbomachine, turbomachine et procédé de fabrication de l’aube

Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0527554A1 (en) * 1991-07-04 1993-02-17 Hitachi, Ltd. Turbine blade with internal cooling passage
JPH10274002A (ja) * 1997-01-03 1998-10-13 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造
CN1424490A (zh) * 2001-12-11 2003-06-18 联合工艺公司 用于工业燃气涡轮发动机的可冷却的转子叶片
CN101397916A (zh) * 2007-09-28 2009-04-01 通用电气公司 使用双涡流机构的涡轮翼型件凹形冷却通道和方法
CN103184893A (zh) * 2011-12-30 2013-07-03 通用电气公司 涡轮机转子叶片平台冷却装置

Family Cites Families (13)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5681144A (en) * 1991-12-17 1997-10-28 General Electric Company Turbine blade having offset turbulators
JP3192854B2 (ja) 1993-12-28 2001-07-30 株式会社東芝 タービン冷却翼
DE19526917A1 (de) * 1995-07-22 1997-01-23 Fiebig Martin Prof Dr Ing Längswirbelerzeugende Rauhigkeitselemente
US6331098B1 (en) * 1999-12-18 2001-12-18 General Electric Company Coriolis turbulator blade
US7785070B2 (en) * 2007-03-27 2010-08-31 Siemens Energy, Inc. Wavy flow cooling concept for turbine airfoils
GB0813839D0 (en) 2008-07-30 2008-09-03 Rolls Royce Plc An aerofoil and method for making an aerofoil
US8109726B2 (en) * 2009-01-19 2012-02-07 Siemens Energy, Inc. Turbine blade with micro channel cooling system
US10006295B2 (en) * 2013-05-24 2018-06-26 United Technologies Corporation Gas turbine engine component having trip strips
WO2015171145A1 (en) * 2014-05-08 2015-11-12 Siemens Energy, Inc. Airfoil cooling with internal cavity displacement features
US9850763B2 (en) * 2015-07-29 2017-12-26 General Electric Company Article, airfoil component and method for forming article
US9995151B2 (en) * 2015-08-17 2018-06-12 General Electric Company Article and manifold for thermal adjustment of a turbine component
JP6594525B2 (ja) * 2015-08-28 2019-10-23 シーメンス アクチエンゲゼルシヤフト 部分的にシールされた半径方向通路を備える流れ押退け特徴を有するタービン翼
US10422233B2 (en) * 2015-12-07 2019-09-24 United Technologies Corporation Baffle insert for a gas turbine engine component and component with baffle insert

Patent Citations (5)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0527554A1 (en) * 1991-07-04 1993-02-17 Hitachi, Ltd. Turbine blade with internal cooling passage
JPH10274002A (ja) * 1997-01-03 1998-10-13 General Electric Co <Ge> ガスタービンエンジンの動翼の冷却通路の乱流器構造
CN1424490A (zh) * 2001-12-11 2003-06-18 联合工艺公司 用于工业燃气涡轮发动机的可冷却的转子叶片
CN101397916A (zh) * 2007-09-28 2009-04-01 通用电气公司 使用双涡流机构的涡轮翼型件凹形冷却通道和方法
CN103184893A (zh) * 2011-12-30 2013-07-03 通用电气公司 涡轮机转子叶片平台冷却装置

Also Published As

Publication number Publication date
EP3436668A1 (en) 2019-02-06
EP3436668B1 (en) 2023-06-07
US10711619B2 (en) 2020-07-14
US20190093487A1 (en) 2019-03-28
WO2017171763A1 (en) 2017-10-05
CN108884717A (zh) 2018-11-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
CN108884717B (zh) 在冷壁上具有湍流特征的涡轮翼型件
JP4785511B2 (ja) タービン段
JP4993726B2 (ja) カスケード先端部バッフルエーロフォイル
US4515526A (en) Coolable airfoil for a rotary machine
JP6283462B2 (ja) タービンエーロフォイル
CN108884716B (zh) 带有具备分流器特征的内部冷却通道的涡轮翼型件
US10533427B2 (en) Turbine airfoil having flow displacement feature with partially sealed radial passages
JP6231071B2 (ja) 冷却式の壁
JP6602957B2 (ja) 流れ押退け特徴を備える内部で冷却されるタービン翼
JP2006077767A (ja) オフセットされたコリオリタービュレータブレード
JP2012514156A (ja) 湾曲プラットフォームタービンブレード
JP2008051102A (ja) 相似形先端部バッフルエーロフォイル
JP6435188B2 (ja) タービン翼における構造的構成および冷却回路
CN107923249B (zh) 具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件
JP2019002401A (ja) ターボ機械のブレードの冷却構造および関連する方法
JP2012132438A (ja) タービンロータブレードのプラットフォーム領域を冷却するための装置及び方法
JP2015127541A (ja) タービンブレード内の構造構成および冷却回路
CN109477393B (zh) 具有用于中部本体温度控制的独立冷却回路的涡轮翼型件
US10900361B2 (en) Turbine airfoil with biased trailing edge cooling arrangement
JP2014047782A (ja) タービンロータブレードのプラットフォームの冷却

Legal Events

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

Effective date of registration: 20220823

Address after: Munich, Germany

Patentee after: Siemens energy Global Ltd.

Address before: Munich, Germany

Patentee before: SIEMENS AG