CN110809665B - 具有后缘特征部的涡轮翼型件和铸芯 - Google Patents

Abstract

一种涡轮翼型件（10）包括后缘冷却剂腔（40f），其位于压力侧壁（14）和吸力侧壁（16）之间的翼型件内部（11）中。该后缘冷却剂腔（40f）与涡轮翼型件（10）的后缘（20）相邻定位并且向外延伸到该后缘（20）。该内部（11）还包括内部布置结构（48），其包括沿后缘（20）在后缘冷却剂腔（40f）的后部形成的离散翅片（22）的阵列。这些离散翅片（22）沿弦向方向轴向地形成Z字形冷却流动通道（50），以用于压力侧壁（14）和吸力侧壁（16）之间的冷却流体（Cf）。还提供了一种相应的铸芯。

Description

具有后缘特征部的涡轮翼型件和铸芯

技术领域

本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体而言，涉及用于涡轮翼型件的改进的后缘冷却特征部。

背景技术

在燃气涡轮发动机中，从压缩机部段排出的压缩空气和从燃料源引入的燃料被混合在一起并在燃烧部段中燃烧，从而产生限定高温和高压工作气体的燃烧产物。该工作气体被引导通过发动机的涡轮部段中的热气体路径，在那里该工作气体膨胀以提供涡轮转子的旋转。该涡轮转子可被联接到发电机，其中，该涡轮转子的旋转可用于在发电机中产生电。

考虑到现代发动机中实现的高压比和高发动机点火温度，例如翼型件（例如，涡轮部段内的固定叶片和旋转叶片）之类的某些部件必须用冷却流体（例如，从压缩机部段中的压缩机排出的空气）来冷却，以防止部件过热。为了进一步提高燃气涡轮机的效率，一直努力减少涡轮机中的冷却剂消耗。

涡轮翼型件的有效冷却需要将相对冷的空气输送到关键区域，例如沿涡轮叶片或固定叶片的后缘输送。相关联的冷却孔例如可在翼型件内上游的相对高压的腔与涡轮叶片的外表面中的一个之间延伸。叶片腔通常相对于机器的转子和定子沿径向方向延伸。为了使从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气量最小化，基于传热速率来实现高冷却效率是一个重要的设计考虑。

涡轮翼型件的后缘为气动效率而制造得相对薄。例如，燃气涡轮翼型件的相对窄的后缘部分可包括翼型件总外表面面积的多达大约三分之一。涡轮翼型件通常通过铸造过程来制造，该铸造过程涉及通常由陶瓷材料制成的铸芯（casting core）。芯材料代表涡轮翼型件内的中空流动通道。有益的是，使该铸芯具有足够的结构强度，以挺过铸造过程期间的处理。期望获得改进，以不仅实现坚固的铸芯，而且还实现冷却剂流的限制。

发明内容

在本发明的一个方面，提供了一种涡轮翼型件。所述涡轮翼型件包括：界定翼型件内部的外壁，所述外壁沿涡轮发动机的径向方向翼展向延伸，并且由在前缘和后缘处接合的压力侧壁和吸力侧壁形成；位于所述压力侧壁和所述吸力侧壁之间的翼型件内部中的后缘冷却剂腔，所述后缘冷却剂腔与所述后缘相邻定位并向外延伸到所述后缘，并且与沿所述后缘定位的多个冷却剂出口槽流体连通；以及内部布置结构，其包括位于所述后缘冷却剂腔的后部并沿所述后缘定位的离散翅片的阵列，所述离散翅片的阵列构造成向外延伸到所述翼型件的所述内部中，而没有到达相对的内部侧壁，所述离散翅片从所述压力侧壁和所述吸力侧壁交替地向外延伸到所述涡轮翼型件的所述内部中，所述离散翅片沿弦向方向轴向地形成Z字形冷却流动通道，以用于所述压力侧壁和所述吸力侧壁之间的冷却流体。

根据本发明的第二方面，一种用于形成涡轮翼型件的铸芯，包括：形成所述涡轮翼型件的后缘冷却剂腔的铸芯元件，所述芯元件包括在翼展方向上延伸并且还从芯前缘朝向芯后缘弦向延伸的芯压力侧和芯吸力侧；以及多个离散非穿孔凹陷部沿所述芯后缘设置在所述芯压力侧的表面和所述芯吸力侧的表面上，所述离散非穿孔凹陷部朝向所述涡轮翼型件的后缘在后缘冷却剂腔的后部沿所述涡轮翼型件的后缘部分的内部形成离散翅片，其中，所述离散非穿孔凹陷部被在所述涡轮翼型件中形成轴向冷却剂通道的间隙芯元件径向隔开，并且被在所述涡轮翼型件中形成径向冷却剂通道的间隙芯元件轴向隔开。

参考下面的附图、说明书和权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。

附图说明

借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构造并且不限制本发明的范围。

图1是体现本发明的实施例的特征的涡轮翼型件的透视图；

图2是中跨剖视图，其图示了根据本发明的示例性实施例的沿图1的剖面II-II的沿涡轮翼型件的后缘的特征部；

图3是根据本发明的示例性实施例的铸芯的局部芯压力侧视图；

图4是示出了铸芯的后缘部分的放大的中跨芯压力侧视图；

图5是沿图4的剖面V-V的剖视图；以及

图6是示出了涡轮翼型件的后缘部分的放大的中跨剖视图。

具体实施方式

在下面对优选实施例的详细描述中，参考了形成本文的一部分的附图，并且在附图中，作为图示而非作为限制示出了其中可实践本发明的特定实施例。要理解的是，可利用其他实施例，并且可作出改变，而不脱离本发明的精神和范围。

在附图中，方向X表示平行于涡轮发动机的轴线的轴向方向，而方向R和C分别表示相对于涡轮发动机的所述轴线的径向方向和周向（或切线）方向。

广义地，本发明的实施例提供了一种涡轮翼型件，其包括位于压力侧壁和吸力侧壁之间的翼型件内部中的后缘冷却剂腔。该后缘冷却剂腔与涡轮翼型件的后缘相邻定位并且向外延伸到该后缘。该内部还包括内部布置结构，其包括在该后缘冷却剂腔和后缘之间形成的离散翅片阵列。这些离散翅片沿弦向方向轴向地形成Z字形冷却流动通道，用于压力侧壁和吸力侧壁之间的冷却流体。

现在参考图1，其根据一个实施例图示了涡轮翼型件10。如图所示，涡轮翼型件10是用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片。然而，应当注意的是，本发明的各方面可另外结合到燃气涡轮发动机的固定叶片中。翼型件10可包括适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用的外壁12。外壁12界定了翼型件内部11。外壁12沿涡轮发动机的径向方向R沿翼展方向延伸，并且包括大致凹形的压力侧壁14和大致凸形的吸力侧壁16。压力侧壁14和吸力侧壁16在前缘18和后缘20处接合。外壁12可在平台38处耦接到根部36。根部36可将涡轮翼型件10耦接到涡轮发动机的盘（未示出）。外壁12在径向方向上由径向外部的翼型件端面（翼型件末端盖）32和耦接到平台38的径向内部的翼型件端面34界定。在其他实施例中，涡轮翼型件10可以是固定的涡轮叶片，其具有耦接到涡轮发动机的涡轮气体路径部段的内径的径向内端面，以及耦接到涡轮发动机的涡轮气体路径部段的外径的径向外端面。

参考图2，弦轴线30可被限定为在压力侧壁14和吸力侧壁16之间居中延伸。在本说明书中，相对术语“前”是指沿弦轴线30朝向前缘18的方向，而相对术语“后”是指沿弦轴线30朝向后缘20的方向。如图所示，内部通道和冷却回路由处于压力侧壁14和吸力侧壁16之间沿径向范围的径向冷却剂腔40a-f形成。在本示例中，冷却剂Cf可经由设置在叶片10的根部36中的开口进入径向腔40a-f中的一个或多个，冷却剂Cf可从该开口例如经由一个或多个蜿蜒的冷却回路穿越到相邻的径向冷却剂腔中。这样的冷却方案的示例在本领域中是已知的，并且将不在本文中进一步论述。在穿越径向冷却剂腔之后，冷却剂Cf可例如经由如图1中所示相应地沿前缘18和后缘20定位的排出孔口26、28从翼型件10排放到热气体路径中。尽管未在图中示出，但排出孔口可设置在多个位置处，包括压力侧壁14、吸力侧壁16和翼型件末端32上的任何位置。

作为与后缘20最靠近的冷却剂腔的最后部径向冷却剂腔40f在本文中被称为后缘冷却剂腔40f。在到达该后缘冷却剂腔40f时，冷却剂Cf可离开后缘冷却剂腔40f并轴向地穿过沿后缘20定位的后缘冷却特征部的内部布置结构48，然后经由沿后缘20布置的冷却剂出口槽28离开翼型件10。常规的后缘冷却特征部包括一系列冲击板，这些冲击板沿弦轴线彼此相邻布置。然而，这种布置结构使得冷却剂Cf在于后缘处离开翼型件之前仅行进很短的距离。可能期望沿后缘部分具有更长的冷却剂流动路径，以具有更大的表面积用于热传递，以提高冷却效率并减少冷却剂流需求。

如图2和图6中特别图示的，本实施例提供了后缘冷却特征部的改进布置结构。在这种情况下，冲击板被实施为后缘20中的离散翅片22的一系列冷却特征部代替。每个离散翅片22向外延伸到翼型件10的内部11的另一侧，但并非一直延伸直到该另一侧。可发现这些离散翅片22从压力侧壁14和吸力侧壁16二者的表面朝向内部11内的相对侧壁延伸。压力侧14上的离散翅片22沿轴向方向与吸力侧16上的离散翅片22偏置。离散翅片22可沿径向方向和轴向方向布置成直列（in-lined）或交错的阵列。如图2和图6中所示，特征部22成径向排布置。每排中的特征部22间隔开以限定轴向冷却剂通道24。这些排沿弦轴线30隔开以限定径向冷却剂通道25。图4示出了在铸造过程完成的情况下轴向冷却剂通道24和径向冷却剂通道25所在的位置。

相邻排中的特征部22可在径向方向上交错。阵列的轴向冷却剂通道24经由径向冷却剂通道25流体互连，以将后缘冷却剂腔40f中的加压冷却剂Cf经由Z字形流动通道朝向后缘20处的冷却剂出口槽28引导，如图6中所示。特别地，大致前到后流动的加压冷却剂Cf冲击到各排特征部22上，从而导致热传递给冷却剂Cf，伴随着冷却剂Cf的压力下降。热可借助于对流和/或冲击冷却，通常是两者的结合，从外壁12传递给冷却剂Cf。

在所示实施例中，每个特征部22沿径向方向是细长的。也就是说，每个特征部22在径向方向上具有的长度大于弦向方向上的宽度。较高的长宽比为径向冷却剂通道25中的冷却剂Cf提供了更长的流动路径，从而导致冷却表面积增加，并且由此，导致更高的对流传热。相对于双重或三重冲击板，所描述的布置结构为冷却剂Cf提供了更长的流动路径，并且已被示出增加了热传递和压降两者以限制冷却剂流率。因此，这样的布置结构可能在需要较少量冷却空气的先进涡轮叶片应用中是合适的。

示例性涡轮翼型件10可通过铸造过程来制造，该铸造过程涉及通常由陶瓷材料制成的铸芯140。芯材料代表涡轮翼型件10内的中空冷却剂流动通道。有益的是，使该铸芯具有足够的结构强度，以挺过铸造过程期间的处理。为此，离散翅片22的产生在限制通过叶片后缘冷却通道的流动的同时不会产生结构中断并且维持芯强度。本发明的实施例提供了一种改进，以不仅实现坚固的铸芯，而且还实现冷却剂流的限制。

图3至图5图示了用于制造本发明的涡轮翼型件10的示例性铸芯140。铸芯140的后缘部分是图4和图5中部分地示出的芯元件140a，其代表涡轮翼型件10的后缘部分的剖面。芯元件140a具有在翼展方向上延伸并且从芯前缘118朝向芯后缘120弦向延伸的芯压力侧114和芯吸力侧116。图3和图4是芯压力侧114的视图，其中图4集中在后缘120的特征部上。如图所示，芯元件140a在芯压力侧114和芯吸力侧116的表面上包括多个离散非穿孔凹陷部122。

芯压力侧114上的离散非穿孔凹陷部122沿轴向方向与芯吸力侧116上的离散非穿孔凹陷部122偏置。离散非穿孔凹陷部122可沿径向方向和轴向方向布置成直列或交错的阵列。

在所示实施例中，离散非穿孔凹陷部122呈矩形或跑道形状。此外，离散非穿孔凹陷部122提供了比常规设计更均匀的分布。通过本文所述的实施例，可实现沿外壁冷却的增加和先进叶片的更有效设计。与单独的销穿孔或作为内部布置结构48的大多数的销穿孔相比，制造作为内部布置结构48的大多数（如果不是全部的话）的离散非穿孔凹陷部122是更容易且更高效的过程。

一旦铸造完成，沿芯后缘120的离散非穿孔凹陷部122就形成图5中所见的Z字形流动通道。该Z字形流动通道带来与外部热外壁12相邻的更高速的冷却剂流，以实现更均匀的冷却。

如图3至图5中所示，在某些实施例中，至少一排径向延伸的通孔穿孔144可位于离散非穿孔凹陷部122的阵列与一直延伸到其翼展向端部的后缘120之间。处于铸芯140中的径向延伸的通孔穿孔144提供了离散的径向延伸的销44，该销44连接铸造的本发明的涡轮翼型件10中的压力侧壁14和吸力侧壁16。此外，在某些实施例中，可在铸芯140的离散非穿孔凹陷部122之间加入至少一个轴向延伸的通孔穿孔142。处于铸芯140中的该至少一个轴向延伸的通孔穿孔142提供了至少一个离散的轴向延伸的销42，该销42表现得像轴向架。该至少一个轴向延伸的销42也连接涡轮翼型件10的压力侧壁14和吸力侧壁16。该至少一个径向延伸的销44和该至少一个轴向延伸的销42可在压力侧壁14和吸力侧壁16之间提供结构支撑。该至少一个轴向延伸的销42还可将后缘20的冷却分成多个径向冷却区域，以针对局部传热需求定制。图3和图4进一步详细地示出了实施例的这些方面。离散非穿孔凹陷部122的尺寸和间隔以及数量可针对每个不同的径向冷却区域改变和定制。

利用这些离散非穿孔凹陷部，在制造过程期间移除芯模之后，陶瓷芯将不需要附加的清洁。这可显著地节省制造成本。如上面提到的，所述离散非穿孔凹陷部不会中断结构，并且因此，芯可维持其强度，同时仍然限制通过叶片后缘冷却通道的流。

该至少一个轴向延伸的通孔穿孔142一旦铸造，便各自成为轴向分隔架，该轴向分隔架可在翼型件10的压力侧壁14和吸力侧壁16之间提供附加的结构支撑，并可将后缘冷却分成多个径向冷却区域。该多个径向冷却区域可针对局部传热需求定制。

虽然已详细地描述了特定实施例，但是本领域普通技术人员将理解，可根据本公开的整体教导来形成那些细节的各种修改和替代方案。因此，所公开的特定布置结构仅意在是说明性的，并且不限制本发明的范围，本发明的范围由所附权利要求及其任何和所有等同形式的全部范围给出。

Claims (10)

1.一种用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型件（10），包括：

界定翼型件内部（11）的外壁（12），所述外壁（12）沿涡轮发动机的径向方向翼展向延伸，并且由在前缘（18）和后缘（20）处接合的压力侧壁（14）和吸力侧壁（16）形成；

位于所述压力侧壁（14）和所述吸力侧壁（16）之间的翼型件内部（11）中的后缘冷却剂腔（40f），所述后缘冷却剂腔（40f）与所述后缘（20）相邻定位并向外延伸到所述后缘（20），并且与沿所述后缘（20）定位的多个冷却剂出口槽（28）流体连通；以及

内部布置结构（48），其包括位于所述翼型件（10）的所述压力侧壁（14）和所述吸力侧壁（16）两者上的离散翅片（22）的阵列，所述离散翅片（22）位于所述后缘冷却剂腔（40f）的后部并沿整个所述后缘（20）定位，所述离散翅片（22）的阵列构造成向外延伸到所述翼型件（10）的所述内部（11）中，而没有到达相对的内部侧壁，所述离散翅片（22）从所述压力侧壁（14）和所述吸力侧壁（16）交替地向外延伸到所述涡轮翼型件（10）的所述内部（11）中，所述离散翅片（22）的阵列成径向排布置，并且被所述涡轮翼型件（10）中的轴向冷却剂通道（24）径向隔开，以及被所述涡轮翼型件（10）中的径向冷却剂通道（25）轴向隔开，其中，所述轴向冷却剂通道（24）经由所述径向冷却剂通道（25）流体互连，所述离散翅片（22）沿弦向方向轴向地形成Z字形冷却流动通道（50），以用于所述压力侧壁（14）和所述吸力侧壁（16）之间的冷却流体（Cf），

其中，所述内部布置结构（48）还包括沿所述翼型件（10）的所述后缘的至少一排离散的径向延伸的销（44），其中，所述销（44）连接所述涡轮翼型件（10）的所述压力侧壁（14）和所述吸力侧壁（16）。

2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件（10），其特征在于，每个离散翅片（22）在所述径向方向上是细长的。

3.根据权利要求1或2所述的涡轮翼型件（10），其特征在于，所述内部布置结构（48）还包括沿所述涡轮翼型件（10）的所述后缘的至少一个轴向延伸的架，其中，所述至少一个轴向延伸的架在所述压力侧壁（14）和所述吸力侧壁（16）之间提供结构支撑。

4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件（10），其特征在于，所述至少一排径向延伸的销（44）位于所述内部布置结构（48）内，使得所述至少一排径向延伸的销（44）中的一排是沿所述后缘（20）的最后一排特征部。

5.一种用于形成用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型件（10）的铸芯（140），包括：

形成所述涡轮翼型件（10）的后缘冷却剂腔（40f）的芯元件（140a），所述芯元件（140a）包括在翼展方向上延伸并且还从芯前缘（118）朝向芯后缘（120）弦向延伸的芯压力侧（114）和芯吸力侧（116）；

多个离散非穿孔凹陷部（122）沿所述芯后缘（120）设置在所述芯压力侧（114）的表面和所述芯吸力侧（116）的表面上，所述离散非穿孔凹陷部（122）沿所述涡轮翼型件（10）的整个后缘（20）在后缘冷却剂腔（40f）的后部沿所述涡轮翼型件（10）的后缘部分的内部（11）形成离散翅片（22），其中，所述离散非穿孔凹陷部（122）被在所述涡轮翼型件（10）中形成轴向冷却剂通道（24）的轴向间隙芯元件径向隔开，并且被在所述涡轮翼型件（10）中形成径向冷却剂通道（25）的径向间隙芯元件轴向隔开，其中，所述离散翅片（22）沿弦向方向轴向地形成Z字形冷却流动通道（50）；以及

位于所述芯元件（140a）的翼展向端部之间的穿过所述芯元件（140a）的至少一排径向延伸的通孔穿孔（144），所述通孔穿孔（144）形成处于所述涡轮翼型件（10）的后缘内部部分中的内部布置结构（48）的一部分，每个径向延伸的通孔穿孔（144）从所述芯压力侧（114）延伸到所述芯吸力侧（116）。

6.根据权利要求5所述的铸芯，其特征在于，每个离散非穿孔凹陷部（122）在径向方向上是细长的。

7.根据权利要求5或6所述的铸芯，其特征在于，处于所述芯压力侧（114）和所述芯吸力侧（116）上的所述离散非穿孔凹陷部（122）在弦向方向和翼展方向上隔开。

8.根据权利要求5或6所述的铸芯，其特征在于，所述芯压力侧（114）上的所述离散非穿孔凹陷部（122）和所述芯吸力侧（116）上的所述离散非穿孔凹陷部（122）在弦向方向上交替地定位，从而在所述铸芯中形成Z字形剖面，并且在所述涡轮翼型件（10）铸件中形成Z字形流动通道。

9.根据权利要求5所述的铸芯，其特征在于，所述径向延伸的通孔穿孔（144）位于所述内部布置结构（48）内，使得所述至少一排径向延伸的通孔穿孔（144）中的一排是沿所述芯后缘（120）的最后一排特征部。

10.根据权利要求5或6所述的铸芯，还包括位于所述芯元件（140a）的翼展向端部之间的穿过所述芯元件（140a）的至少一个轴向延伸的通孔穿孔（142），所述至少一个轴向延伸的通孔穿孔（142）形成处于所述后缘冷却剂腔（40f）的后部并且沿所述涡轮翼型件（10）的所述后缘（20）的内部布置结构（48）的一部分，每个轴向延伸的通孔穿孔（142）从所述芯压力侧（114）延伸到所述芯吸力侧（116），其中，每个轴向延伸的通孔穿孔（142）将所述芯后缘（120）分成多个径向冷却区域，从而在所述涡轮翼型件（10）的铸件中形成至少一个轴向延伸的架，所述轴向延伸的架在所述涡轮翼型件（10）中的压力侧壁（14）和吸力侧壁（16）之间提供结构支撑。

Images