CN110234840A - 用于燃气涡轮的涡轮动叶或涡轮静叶 - Google Patents

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Abstract

本发明涉及一种用于燃气涡轮的涡轮动叶(10)或涡轮静叶(20)，沿所述燃气涡轮的径向方向依次包括：根部(12)，用于将涡轮动叶(10)或涡轮静叶(20)附接至承载件；平台(14)；空气动力学形状的中空翼型(15)，包括吸入侧壁和压力侧壁，所述吸入侧壁和所述压力侧壁相对于热气流(16)的方向从共用前缘(18)延伸至共用后缘(22)，并且从所述平台(14)横向地延伸至翼型顶端(24)，其中所述翼型(15)包括至少一个冷却腔(30)，冷却腔(30)根据冷却流体流方向从平台水平(17)延伸至翼型顶端，至少一个冷却腔(30)通过冲击冷却特征的阵列(34)而与沿后缘(22)分布的多个冷却流体出口(38)流体连接，冲击冷却特征的阵列(34)位于冷却腔(30)和冷却流体出口(38)之间。为了提供一种易于制造并且能够在翼型后缘附近充分冷却圆角的涡轮动叶或涡轮静叶，提出阵列(34)延伸道位于平台(14)内的翼型(15)的径向外侧的区域(37)中，区域(37)也包括冲击冷却特征。

Description

用于燃气涡轮的涡轮动叶或涡轮静叶
技术领域
本发明涉及一种根据权利要求1的前序部分所述的用于燃气涡轮的涡轮动叶或涡轮静叶。
背景技术
在现有技术中，用于燃气涡轮的涡轮动叶和涡轮静叶都是已知的。除用于将涡轮动叶或静叶附接至承载件的根部外，涡轮动叶或静叶通常还包括平台以及被附接在平台上的空气动力学形状的中空翼型。翼型和平台的热气表面被布置为彼此大体垂直。翼型和平台的热气表面在建立圆角形过渡区域(通常被称为正圆角)时彼此融合。在操作中，这些圆角以及平台和翼型本身具有高热负荷。更具体地，在压力侧的翼型后缘附近，会出现非常高的热负荷。同时，该圆角区域很难冷却。
为了冷却该区域，在圆角中或在圆角附近应用气膜冷却孔是已知的。然而，这些气膜冷却孔会产生应力集中，导致涡轮动叶或涡轮静叶的寿命缩短。此外，来自气膜冷却孔的冷却气膜通常很难被引入到该特定区域中。因此，从US5,387,086中已知在涡轮翼型中提供多个蛇形冷却通道，这些蛇形冷却通道配备有肋状紊流器，以增强热传递并减少热负荷。
另一种已知的解决方案是减少圆角的径向水平上的翼型后缘附近的热负荷，该解决方案提供位于翼型的内部的多个冷却通道，这些冷却通道配备有在平台水平处的紊流器，以增加局部内部冷却。然而，这种方法是相对无效的，因为其仅作用在弱的水平上，并且由于空间限制，这种方法只能应用于靠近翼型的前缘的区域中和翼型下游的沿翼型的弦的热气方向上，而无法靠近翼型的后缘。
此外，使用平行于平台表面钻穿平台的冷却孔也是已知的。然而，在制造中，难以实现这样的措施，并且因此非常昂贵。
因此，本发明的目的是提供一种涡轮动叶或涡轮静叶，其易于制造并且使翼型后缘附近的圆角的充分冷却成为可能。
发明内容
本发明的目的通过根据独立权利要求的涡轮静叶或涡轮动叶实现。从属权利要求描述了本发明的有利改进和修改。权利要求的特征可以任意组合。
根据本发明，提供了一种用于燃气涡轮的涡轮动叶或涡轮静叶，包括沿燃气涡轮的径向方向依次布置的根部、平台以及空气动力学形状的中空翼型，根部用于将涡轮动叶或涡轮静叶附接至承载件，中空翼型包括吸入侧壁和压力侧壁，吸入侧壁和压力侧壁相对于热气流的方向从共用前缘延伸至共用后缘，并且从平台横向地延伸至翼型顶端，其中翼型包括至少一个冷却腔，该冷却腔根据冷却流体流方向从平台水平延伸至翼型顶端，至少一个冷却腔通过冲击冷却特征的阵列与沿后缘分布的一定数目的冷却流体出口流体连接，冲击冷却特征的阵列位于冷却腔和冷却流体出口之间，其中该阵列延伸到位于平台内的翼型的径向外侧的区域中，其中该区域也包括冲击冷却特征。换言之，冲击冷却特征的阵列在径向上不在平台的热气表面上方终止，而是径向延伸至平台区域中。
因此，本发明的主要构思是将这些冲击冷却特征简单地延伸至平台水平下方的区域中。涡轮动叶或涡轮静叶的平台水平可以从向外定向的平台表面示意性地确定，燃气涡轮的热气体沿该平台表面流动。
本发明是基于以下认识：冲击冷却特征的阵列具有优异的冷却能力，该冷却能力也应当用于降低翼型后缘附近的圆角的温度。翼型后缘的附近由热气流方向确定，并且覆盖紧临翼型的后缘上游的弦部。通过这种简单措施，可以在没有任何副作用的情况下容易地减少该区域中的热负荷。
应当注意的是，该平台区域明显地延伸到根据平台而被径向设置的区域中。术语“明显地”应当被理解为用于冷却流体的冲击冷却特征不仅必须部分地位于该水平下方，而且每排冲击冷却特征还包括被完全设置在平台的内侧的至少一个冲击冷却特征。
总之，本发明有助于避免敏感圆角区域中的裂痕，满足涡轮部件的寿命目标，而无需应用使应力增加的气膜冷却孔。而且，如果涡轮动叶或涡轮静叶被涂覆有热障涂层(TBC)和/或粘合涂层，则其与下层或基板的连接将得到改善。
进一步的优点是本发明易于实施，因为涡轮动叶或涡轮静叶通常通过熔模铸造使用适当的铸芯制造，这后续还体现在最终制造部件中的冷却通道上。利用本发明，仅需要根据本发明改变铸芯即可，而无需进行其他设计改变。这使得本发明能够以低成本实施。
在第一优选实施例中，冲击冷却特征被形成为交错的交叉孔，其中多个排中的至少一排包括完全位于平台水平的径向向内侧的至少一个交叉孔。这使得在后缘附近涡轮动叶或涡轮静叶的材料温度显著降低，同时延长了产品的寿命。
这些特征使得适当尺寸的平台区域能够改善对从翼型到平台的过渡区的冷却。
在另一优选实施例中，冲击冷却特征被形成为交错的扰流柱，从涡轮动叶或涡轮静叶的纵向截面来看，扰流柱具有矩形形状。与具有圆形形状的扰流柱的阵列相比，矩形形状进一步增加了涡轮动叶或涡轮静叶的材料与流经阵列的相邻扰流柱之间的子通道的冷却流体流之间的热传递。然而，任意形状或任意期望形状的扰流柱也是可能的。
在另一优选实施例中，冷却腔还与翼型加强肋交界，翼型加强肋径向向内终止于冷却流体的转向部分处的肋端处，肋端位于平台水平的径向向内侧。进一步优选地，肋和阵列终止于平台下方的同一水平上。因此，与现有技术中已知的翼型加强肋相比，该翼型加强肋还延伸至平台区域中，从而改善了扰流柱的位于平台水平下方的这一部分阵列的冷却流体供应。
附图说明
下面将结合附图，仅以举例方式阐述本发明的实施例。在附图中：
图1示出穿过涡轮动叶的纵向截面，以及
图2示出穿过涡轮静叶的纵向截面。
附图中的图示是示意性形式。应当注意的是，在不同附图中，相似或相同元件可以设置有相同的附图标记。
具体实施方式
图1示出穿过根据本发明的涡轮动叶10的纵向截面，并且图2示出穿过根据本发明的涡轮静叶20的纵向截面。
涡轮动叶10和涡轮静叶20各自包括根部12，用于将相应部件附接至承载件。对于涡轮动叶10，承载件可以被设计为转子盘，而对于涡轮静叶20，承载件可以被设计为涡轮静叶承载件。转子盘和涡轮静叶承载件在现有技术中是已知的。涡轮静叶20也可以经由U形环而在蜗轮静叶的内径处被固定。
涡轮动叶10和涡轮静叶20沿所述燃气涡轮的径向方向均还依次包括平台14以及空气动力学形状的中空翼型15，中空翼型15包括吸入侧壁和压力侧壁，吸入侧壁和压力侧壁相对于热气流16的方向从共用前缘18延伸至共用后缘22，并且从所述平台14横向延伸至翼型顶端24。对于涡轮静叶20，该翼型顶端也称静叶头。此外，涡轮动叶10和涡轮静叶20分别包括冷却流体入口26，在燃气涡轮的运行期间，冷却流体28可以通过冷却流体入口26而被馈送至内部中。每个入口26通过一个或多个冷却通路32与冷却腔30流体连接。这些冷却通路中的每个冷却通路的冷却腔30大体在平台14和翼型顶端24之间延伸。冲击冷却特征29的阵列34从冷却流体方向来看是在冷却腔30之后的。在冲击冷却特征29的阵列34的更下游，一定数目的冷却流体出口38被布置在翼型15的后缘22中。
如图1所显示的，冲击冷却特征29的阵列可以包括三排交叉孔31，接着是冷却流体出口38，而涡轮静叶20的冲击冷却特征29的阵列34仅包括两排扰流柱36。每个扰流柱36将吸入侧壁与压力侧壁连接，以用于实现从上述壁到围绕扰流柱36的冷却流体流中的热传递。每排扰流柱36内设置有子通道35，以用于使冷却流体通过该子通道35而流向冷却流体出口38。
各个冷却通路32和冷却腔30由一组翼型加强肋40分开。如图中所显示的，各个冷却通路和冷却腔在转向部分42中彼此融合。
每个平台14具有面向热气路径13的第一表面33。如虚线所示，该第一表面33径向地确定平台水平17。
该平台水平17限定翼型15和平台14之间的分离平面。根据本发明，交叉孔31或扰流柱的阵列34出现在平台水平17的两侧，因而明显地径向延伸至位于平台14内的翼型15的径向外侧的平台区域37中。
在操作中，冷却流体28通过入口26而被馈送至涡轮动叶10或涡轮静叶20，并且流经涡轮动叶10或涡轮静叶20的冷却通路32进入冷却腔30中，冷却流体28从冷却腔30被分配至位于第一排扰流柱36中的扰流柱之间的各个子通道中。冷却流体在其下游级联地冲击到位于相应子通道中的后排扰流柱上。
因此，该冷却也在平台区域37中发生。这降低了翼型壁的温度，并且尤其降低了同样位于上游(相对于后缘22的热气流方向)的翼型15和平台14之间的圆角的温度，而不存在应用气膜冷却孔将会产生的技术缺陷。被加热的冷却流体通过出口38最终在后缘处离开翼型15。
当然，延伸至平台中的阵列也适用于其内径平台处的涡轮静叶20。应当理解的是，即使基于涡轮静叶20来解释了扰流柱，并且基于涡轮动叶10来解释了交叉孔31，扰流柱也可以被应用于涡轮动叶，并且交叉孔31也可以被应用于涡轮静叶，两者均可以单独应用或者与对应的冲击冷却特征29组合应用。
如图1和图2中所显示的，将冷却通路32与冷却腔30分开的翼型加强肋40的端部46与阵列34的终止于相同的径向水平。这为阵列34的位于翼型15的外侧的那部分提供了可靠的冷却流体供应。

Claims (5)

1.一种用于燃气涡轮的涡轮动叶(10)或涡轮静叶(20)，
沿所述燃气涡轮的径向方向依次包括：
一个根部(12)，用于将所述涡轮动叶(10)或所述涡轮静叶(20)附接至一个承载件，
一个平台(14)，
一个空气动力学形状的中空翼型(15)，包括一个吸入侧壁和一个压力侧壁，所述吸入侧壁和所述压力侧壁相对于热气流(16)的方向从一个共用前缘(18)延伸至一个共用后缘(22)，并且从所述平台(14)横向地延伸至一个翼型顶端(24)，
其中所述翼型(15)包括至少一个冷却腔(30)，所述冷却腔(30)根据冷却流体流方向从平台水平(17)延伸至所述翼型顶端，所述至少一个冷却腔(30)通过多个冲击冷却特征的一个阵列(34)与沿所述后缘(22)分布的一定数目的冷却流体出口(38)流体连接，所述阵列(34)位于所述冷却腔(30)和所述冷却流体出口(38)之间，
其特征在于，所述阵列(34)延伸至位于所述平台(14)内的所述翼型(15)径向外侧的一个区域(37)中，所述区域(37)也包括冲击冷却特征。
2.根据权利要求1所述的涡轮动叶(10)或涡轮静叶(20)，
其中所述多个冲击冷却特征被形成为交叉孔(31)，其中所述阵列包括至少一排交叉孔(31)，多个所述排中的至少一排包括完全位于所述平台(14)内的至少一个交叉孔(31)。
3.根据权利要求1所述的涡轮动叶(10)或涡轮静叶(20)，
其中所述多个冲击冷却特征被形成为多个扰流柱(36)，其中所述阵列包括至少一排扰流柱(36)，从所述涡轮动叶(10)或所述涡轮静叶(20)的纵向截面来看，所述多个扰流柱(36)具有矩形形状。
4.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮动叶(10)或涡轮静叶(20)，
其中所述冷却腔(30)还与一个翼型加强肋交界，所述翼型加强肋径向向内终止于所述冷却流体的转向部分(42)处的一个肋端(46)处，所述肋端(46)位于所述平台水平(17)的径向向内侧。
5.根据权利要求4所述的涡轮动叶或涡轮静叶，其中所述肋(40)和所述阵列(34)终止于平台热气表面(33)的下方的同一水平上。
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WO (1) WO2018141504A1 (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113266436A (zh) * 2021-05-14 2021-08-17 西安交通大学 用于燃气轮机静叶内部冷却的通道结构及燃气轮机静叶

Families Citing this family (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US10787932B2 (en) * 2018-07-13 2020-09-29 Honeywell International Inc. Turbine blade with dust tolerant cooling system
EP4328424A3 (en) * 2019-02-08 2024-05-15 RTX Corporation Turbine blade trailing edge cooling feed

Citations (7)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0034961A1 (fr) * 1980-02-19 1981-09-02 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
US5387086A (en) * 1993-07-19 1995-02-07 General Electric Company Gas turbine blade with improved cooling
US6174134B1 (en) * 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
CN102116179A (zh) * 2011-03-11 2011-07-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机的涡轮转子叶片
CN202055870U (zh) * 2011-03-11 2011-11-30 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机的涡轮转子叶片
WO2016076834A1 (en) * 2014-11-11 2016-05-19 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with axial tip cooling circuit
EP3232001A1 (de) * 2016-04-15 2017-10-18 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel für eine turbine

Family Cites Families (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5337805A (en) * 1992-11-24 1994-08-16 United Technologies Corporation Airfoil core trailing edge region
JP3238344B2 (ja) * 1997-02-20 2001-12-10 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
US6607356B2 (en) * 2002-01-11 2003-08-19 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
US7014424B2 (en) * 2003-04-08 2006-03-21 United Technologies Corporation Turbine element
US7249934B2 (en) 2005-08-31 2007-07-31 General Electric Company Pattern cooled turbine airfoil
US8292582B1 (en) * 2009-07-09 2012-10-23 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with serpentine flow cooling

Patent Citations (8)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
EP0034961A1 (fr) * 1980-02-19 1981-09-02 Societe Nationale D'etude Et De Construction De Moteurs D'aviation, "S.N.E.C.M.A." Perfectionnement aux aubes de turbines refroidies
US5387086A (en) * 1993-07-19 1995-02-07 General Electric Company Gas turbine blade with improved cooling
US6174134B1 (en) * 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
CN102116179A (zh) * 2011-03-11 2011-07-06 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机的涡轮转子叶片
CN202055870U (zh) * 2011-03-11 2011-11-30 北京华清燃气轮机与煤气化联合循环工程技术有限公司 燃气轮机的涡轮转子叶片
WO2016076834A1 (en) * 2014-11-11 2016-05-19 Siemens Aktiengesellschaft Turbine blade with axial tip cooling circuit
CN107109949A (zh) * 2014-11-11 2017-08-29 西门子公司 带有轴向叶顶冷却回路的涡轮叶片
EP3232001A1 (de) * 2016-04-15 2017-10-18 Siemens Aktiengesellschaft Laufschaufel für eine turbine

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN113266436A (zh) * 2021-05-14 2021-08-17 西安交通大学 用于燃气轮机静叶内部冷却的通道结构及燃气轮机静叶

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