CN112912592A - 结合销的用于涡轮发动机的翼型件 - Google Patents

Abstract

一种用于涡轮发动机的翼型件（10）包括位于所述翼型件（10）的内腔（26）中的销（30）的阵列，使得冷却通道（52、54）被限定在相邻销（30）之间的空隙中。每个销（30）从第一翼型件壁（14）纵向延伸到第二翼型件壁（16），并且相应地在第一相交部（42）处和第二相交部（46）处连接到所述翼型件壁。所述销（30）在相应的相交部（42、44）处具有第一剖面形状（60、60'），并且在位于第一和第二相交部（42、44）之间的中间平面（46）处具有第二剖面形状（70、70'）。所述第一剖面形状（60、60'）包括由相对尖锐的角部（66、66'）限定的闭合形状，并且所述第二剖面形状（70、70'）包括由相对圆形的角部（76、76'）限定的闭合形状。

Description

结合销的用于涡轮发动机的翼型件

技术领域

本发明总体上涉及一种涡轮发动机中的翼型件，并且特别是涉及涡轮翼型件中的冷却特征。

背景技术

燃气涡轮发动机通常包括：压缩机部段，其用于压缩环境空气；燃烧器部段，其用于将压缩空气与燃料混合并点燃混合物，以形成热工作介质流体；以及涡轮机部段，其用于使该工作介质流体膨胀，以便从该工作介质流体提取动力。该涡轮机部段通常包括多个涡轮级，每级在一排旋转叶片的上游具有一排固定轮叶。

暴露于高操作温度的轮叶和叶片的翼型件需要被冷却，以便延长部件寿命。从压缩机部段排出的压缩空气的相对较冷的部分可被转移以用于冷却涡轮翼型件。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轮叶的后缘输送。翼型件通常包括内部冷却通道，该内部冷却通道从压力侧壁和吸力侧壁移除热，以便最小化热应力。为了使从压缩机转移用于冷却的冷却空气量最小化，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），该铸芯限定了内部冷却通道。

发明内容

简言之，本发明的各方面涉及结合销（pin）的涡轮翼型件冷却特征，该销具有混合的几何形状，这提供了改善的热传递和压降，从而降低了冷却流需求。本发明的各方面可降低制造复杂性，尤其是在通过铸造制成的涡轮翼型件的情况下。

根据本发明的一个方面，提供了一种用于涡轮发动机的翼型件。所述翼型件包括界定内腔的第一翼型件壁和第二翼型件壁。销的阵列位于所述内腔中，由此冷却通道被限定在所述阵列的相邻销之间的空隙中。每个销从所述第一翼型件壁纵向延伸到所述第二翼型件壁，所述销在第一相交部处连接到所述第一翼型件壁，并且在第二相交部处连接到所述第二翼型件壁。垂直于纵向方向的中间平面被限定在所述第一相交部和所述第二相交部之间的位置处。所述销在相应的相交部处具有第一剖面形状，并且在所述中间平面处具有第二剖面形状。所述第一剖面形状包括由相对尖锐的角部限定的闭合形状，并且所述第二剖面形状包括由相对圆形的角部限定的闭合形状。所述销在所述中间平面处的剖面面积大于所述销在所述相应的相交部处的剖面面积。

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是根据本发明的各方面的涡轮翼型件的沿径向方向观察的剖视图；

图2是沿剖面II-II的图1的涡轮翼型件的后缘部分的内部视图，其图示了根据第一示例性构造的销的阵列；

图3图示了根据本发明的第一实施例的混合销；

图4示出了图3的混合销的沿销与翼型件壁的相交处的剖面IV-IV的剖面形状；

图5示出了图3的混合销的沿对应于销的中间平面的剖面V-V的剖面形状；

图6-8图示了混合销的另外的变型，每个图均描绘了沿中间平面切开的销的四分之一部分的透视图；

图9是沿从压力侧到吸力侧的方向观察的涡轮翼型件的后缘部分的内部剖视图，其图示了根据第二示例性构造的销的阵列；

图10和图11相应地示出了根据第二实施例的混合销的在与翼型件壁相交处和在中间平面处的剖面形状；以及

图12描绘了根据第二实施例的沿中间平面切开的混合销的四分之一部分的透视图。

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。

参考图1，涡轮翼型件10可包括外壁12，该外壁12相对于燃气涡轮发动机的涡轮机部段的旋转轴线沿径向方向翼展向延伸。该径向或翼展向方向垂直于图1的平面。外壁12由大致凹形的压力侧壁14和大致凸形的吸力侧壁16形成。该压力侧壁14和吸力侧壁16在前缘18处和后缘20处接合。可限定翼型件剖面的弦向轴线22，该弦向轴线22在压力侧壁14和吸力侧壁16之间从前缘18居中延伸到后缘20。如所示，翼型件10可包括内部分隔壁或肋24，其连接压力侧壁14和吸力侧壁16，以限定内腔26。腔26径向延伸，以形成内部冷却通路。

在所示实施例中，翼型件10是可旋转的涡轮叶片的一部分。然而，应当注意的是，本发明的各方面可另外被结合到固定涡轮轮叶的翼型件中。在本示例中，冷却流体，例如从涡轮发动机的压缩机部段转移的压缩空气，可经由设置在叶片根部中的开口来进入内腔26中的一个或多个。在各种构造中，一些内腔26可形成一个或多个蛇形冷却回路的一部分，由此冷却流体沿交替的径向方向被连续地引导。与后缘20相邻的最后部的内腔26，也称为后缘腔，可包括内部冷却特征30的布置结构（在图2中更详细地示出）。在经由沿后缘20布置的出口槽28离开翼型件10之前，冷却流体可轴向地（即，沿弦向方向）穿过该冷却特征的布置结构。

常规的后缘冷却特征包括沿轴向或弦向方向彼此相邻布置的一系列冲击板，该冲击板通常在数量上为两个或三个。然而，这种布置结构设置成使得冷却流体在于后缘处离开翼型件之前仅行进一短的距离。可能期望沿后缘部分具有更长的冷却流路径，以具有更大的表面积用于热传递，以提高冷却效率。

如图2中所示，所示实施例的后缘腔26包括冷却特征30的阵列，该冷却特征30可被实施为销。每个销30从压力侧壁14延伸到吸力侧壁16（参见图1）。该阵列可由翼展向或径向延伸的多排销30形成，这些排沿轴向或弦向方向彼此相邻布置。每一排的销30在径向方向上隔开，使得轴向延伸的冷却通道52被限定在一排中的相邻销30之间。这些排在轴向方向上隔开，使得径向延伸的冷却通道54被限定在相邻排的相邻销30之间。轴向和径向通道52、54（在剖面中）从压力侧壁14延伸到吸力侧壁16，并且流体地互连，以沿大致轴向方向将加压的冷却流体引向后缘出口槽28（图1所示）。特别地，该加压的冷却流体大致从前到后流动，从而连续地冲击到这些排销30上，从而导致热传递到冷却流体，伴随着冷却流体的压力降低。相邻排的销30可在翼展方向上交错，以有助于这样的连续冲击。

特别地，销阵列可由具有细长的剖面形状的销30的大量的排构成，以提供高的压降，从而减少冷却流需求，同时还提供高的热传递。如图2中所示，每个销30可沿正交轴线具有高度尺寸H和宽度尺寸W，使得高度尺寸H远大于宽度尺寸W。在这里示出的示例中，销30具有大致矩形的剖面形状。然而，本发明的各方面不限于销的特定剖面形状或阵列的构造。本发明的构思可扩展到若干示例性的销形状和阵列构造，其中一些在本申请人于2017年1月18日提交的国际专利申请号PCT/US2017/013892中公开，其标题为“Turbine Element forHigh Pressure Drop and Heat Transfer”。

已经观察到，通过具有例如矩形形状以及其他形状的由尖锐的角部限定的剖面形状的销，可实现高压降。本发明人已认识到，通过铸造过程来制造具有尖锐的角部的销可能会在生产陶瓷铸芯时的清除毛边（flash）方面构成挑战，从而增加制造复杂性。对于上面的一种可能的解决方案是使用更圆形的销形状，例如具有“跑道”形剖面而不是尖锐的矩形的销。本发明人已确定，与具有尖锐的角部的销形状相比，这样的圆形形状虽然便利了毛边清除，但是由于压降的减小而可能导致损失冷却效率。

下文中公开的本发明的实施例提供了各种混合销几何形状，其提供了高的压降和热传递，同时还降低了制造复杂性，特别是在铸造的背景下。然而，应当领会的是，所描述的实施例不限于特定类型的制造过程，并且也可应用于通过其他过程、例如通过增材制造来制造的涡轮翼型件。

现在参考图3，其图示了混合销30的第一实施例。销30从第一翼型件壁延伸到第二翼型件壁，该翼型件壁界定了该翼型件的内腔。在该实施例中，第一翼型件壁是翼型件10的压力侧壁14，并且第二翼型件壁是翼型件10的吸力侧壁16。在这种情况下，销30是销阵列的一部分，该销阵列位于由压力侧壁14和吸力侧壁16界定的后缘腔26中（参见图1）。在各种实施例（本文未示出）中，如本文所示的混合销30的阵列可被设置在其他翼型件冷却位置，例如设置在前缘腔中或中弦腔中，或者设置在多壁翼型件中的近壁通路中等。如针对销30所述的大致几何形状可应用于销阵列中的多个销。可领会到的是，翼型件10的压力侧壁14和吸力侧壁16通常不彼此平行，如根据图1可理解的。

如图3中所示，销30从第一翼型件壁14纵向延伸到第二翼型件壁16。销30在第一相交部42处连接到第一翼型件壁14，并且在第二相交部44处连接到第二翼型件壁16。可限定中间平面46，该中间平面46垂直于纵向方向并且位于第一相交部42和第二相交部44之间。中间平面46的位置可对应于铸芯的制造中的分型线，在那里已观察到形成毛边。在一个示例中，中间平面46可位于第一相交部42与第二相交部44之间的中间。

混合销30的第一特征在于销30的剖面形状沿销30的长度变化。销30可说成是由位于中间平面46的相对侧上的两个部段构成。在每个部段中，销30在相应的相交部42、44处具有第一剖面形状（图4和图10中所示的示例），并且在中间平面46处具有第二剖面形状（图5和图11中所示的示例）。如本文所示，该第一剖面形状包括由相对尖锐的角部限定的闭合形状，并且该第二剖面形状包括由相对圆形的角部限定的闭合形状。沿纵向方向，销30的每个部段可包括与相应的相交部42、44相邻定位的第一部分32以及与中间平面46相邻定位的第二部分34。在图3中所示的示例中，该第一部分32的剖面形状对应于由相对尖锐的角部限定的第一剖面形状。也就是说，销30沿第一部分32的长度包括尖锐的角部。在第二部分34中，销30的形状过渡为更圆形的剖面形状，使得在中间平面46处，销30具有第二剖面形状。相对于具有一致呈圆形的剖面形状的销，靠近翼型件壁14、16的尖锐的角部提供了冷却流体的更高的压降。在芯的制造之后，中间平面46处的圆形形状允许例如通过自动切割机容易地去除毛边。在图3中，相邻销30之间的白色（无阴影）区域80表示芯的位置。

为了确保冷却流体的高效使用，销30可被设计成：a）增加从翼型件壁14和16的热传递；以及b）通过提供高的压降来限制总体冷却流。由于观察到较高的压降与尖锐的角部相关联，因此在一些实施例中，销30可被设计成具有如下剖面形状，即：对于其长度的主要部分，其具有相对尖锐的角部，并且过渡到如下剖面形状，即：其在中间平面46附近具有相对圆形的角部，以有助于毛边去除。本发明人已观察到，与销30的其余部分相比，中间平面46处的圆形形状可引起中间平面46的区域中的冷却流增加，这可能会影响压降以及从翼型件壁14和16的热传递。

混合销30的第二特征在于，销30的剖面面积在中间平面46的区域中增加，使得销30在中间平面46处的剖面面积（图5和图11中所示的示例）大于销30在相应的相交部42、44处的剖面面积（图4和图10中所示的示例）。销30在远离热的翼型件壁14和16的中间平面46处具有较大的剖面面积由于角部的成圆形而弥补了前述的压降损失，并且进一步将冷却剂流推向热的壁14和16，从而增加了从翼型件壁14和16的热传递。在所示实施例中，销30在销30的与中间平面40相邻的部分周围设置有凸出部或突起40。凸出部40提供了前述技术效果，并且由此解决了上面提到的两个目的a）和b）。

现在参考图4和图5，根据第一示例性实施例，销30可在相应的相交部42、44处具有构造为矩形的第一剖面形状60，并且在中间平面46处具有构造为跑道形的第二剖面形状70。剖面形状60、70中的每一个都在与冷却流体的整体流动方向F正交的方向上是细长的。在这种情况下，剖面形状60、70在径向或翼展方向上是细长的。每个形状60、70由沿正交轴线的相应高度H₂、H₁和相应宽度W₂、W₁限定，在这种情况下，该正交轴线相应地沿径向和轴向方向延伸。在每种情况下，销30的高度都大于宽度。

如图4中所示，相应的界面42、44处的矩形剖面形状60由径向延伸的第一对平行直边62和轴向延伸的第二对平行直边64限定。边62、64以直角相交，相交部由相对尖锐的角部66限定。如图5中所示，中间平面46处的跑道形剖面形状70由径向延伸的一对平行直边72限定，该对平行直边72在相对端处通过一对凸曲线74连结，该对凸曲线74限定了相对圆形的角部76，与矩形剖面形状60的角部66相比，该角部76具有较大的半径。通常，从相对尖锐到相对圆形的形状的过渡可能涉及角部的曲率半径的增加，其中圆形的形状具有半径较大的角部。

原则上，从尖锐到圆形形状的过渡可按照多种不同方式来实现。图6-8图示了如何可实现上述目的的一些非限制性示例，其中每种设计都提供了与热传递和压降有关的独特特性。

图6-8描绘了每种情况下的销的四分之一部分，其示出了中间平面处的透视剖视图。在图6中所示的实施例中，销30包括变形区域36，在那里销的形状从尖锐平滑地过渡到圆形形状。在这种情况下，变形区域36位于销30的与相应的相交部42、44相邻的第一部分32处。在与中间平面46相邻的第二部分34处，销30具有一直延伸到中间平面46的圆形剖面形状（在这种情况下，为跑道形状）。在图7中所示的实施例中，销30具有变形区域36，其位于销30的与中间平面46相邻的第二部分34处，在那里，销30的形状从尖锐平滑地过渡到圆形形状，而在第一部分32处，销30的形状包括尖锐的角部。图8的实施例大致类似于图7的实施例，其中一个不同之处在于，代替逐渐或平滑的变形，销30的剖面形状在销30的第二部分34处急剧或突然地转变。在图7和图8的实施例中，为了提供最大的压降和热传递，销30的第一部分32（具有尖锐的角部）可在销30的长度的主要部分上延伸，例如，销30在中间平面46和相应的相交部42、44之间的长度的至少70%。第二部分34（包括过渡部）可在中间平面46和相应的相交部42、44之间的销30的剩余长度上延伸。尽管在图6-8中未示出，但是销的与中间平面46相邻的部分可设置有凸出部，如图3中所示。

在一个实施例中，如图3中最佳地示出的，销30的至少一部分（在此为与相应的相交部42、44相邻的第一部分32）可在从中间平面46朝向相应的相交部42、44的方向上设置有锥形部48。该锥形部48可包括直锥形部（如图3中所示）或弯曲锥形部（未示出）。在各种实施例中，销30在中间平面46处的宽度W₁与销30在相应的相交部42、44处的宽度W₂之比可处于1.1至2的范围内。此外，在各种实施例中，锥形部48和凸出部40可组合使用，如图3中所示，或者可单独使用（即，或者凸出部或者锥形部）。

图9图示了根据替代性构造的销阵列。根据该第二实施例，采用具有I形梁的大致剖面形状的混合销30。如先前实施例中一样，每个销30可从第一翼型件壁（例如，压力侧壁）延伸到第二翼型件壁（例如，吸力侧壁），上述翼型件壁界定了翼型件的内腔。该阵列可由大量翼展向或径向延伸的销30的排形成，这些排沿轴向方向彼此相邻布置。每一排的销30在径向方向上隔开，使得轴向延伸的冷却通道52被限定在一排中的相邻销30之间。这些排在轴向方向上隔开，使得径向延伸的冷却通道54被限定在相邻排的相邻销30之间。轴向和径向通道52、54（在剖面中）从压力侧壁14延伸到吸力侧壁16，并且流体地互连，以沿大致轴向方向将加压的冷却流体引向后缘出口槽。每个销30可沿正交轴线具有高度尺寸H和宽度尺寸W，使得高度尺寸H远大于宽度尺寸W。

图10-12图示了混合I形梁销30的示例。图10和图11相应地示出了根据第二实施例的在与翼型件壁的相应相交处以及在混合销的中间平面处的示例性剖面形状。如图10中所示，销30在与翼型件壁14、16中的一个的相应相交部42、44处具有第一剖面形状60'。在这种情况下，剖面形状60'是闭合形状，其表示由相对尖锐的角部66'限定的I形梁。参考图11，销30的形状在销的中间平面处转变成更圆形的第二剖面形状70'。在这种情况下，中间平面46处的剖面形状70'是闭合形状，该闭合形状表示由更圆形的角部76'限定的I形梁。与相应的相交部42、44处的角部66'相比，中间平面处的角部76'具有较大的半径。通常，从相对尖锐到圆形的形状的过渡可能涉及角部的曲率半径的增加，其中圆形的形状具有半径较大的角部。为了弥补由于在中间平面处过渡为更圆形的形状而导致的冷却流减少的损失，该销在中间平面处（参见图11）比在相应的相交部42、44处（参见图10）具有更大的剖面面积。剖面形状60'、70'中的每一个都在与冷却流体的整体流动方向F正交的方向上是细长的。每个形状60'、70'由沿正交轴线的相应高度H₂、H₁和相应宽度W₂、W₁限定，在该示例中，该正交轴线相应地沿径向和轴向方向延伸。在每种情况下，销的高度都大于宽度。

从尖锐到圆形形状的过渡可按照多种方式实现，这类似于上面结合矩形-跑道形混合销所描述的方式。例如，该过渡可通过平滑的变形区域或急剧的过渡来实现。为了除高压降之外还增加热传递，销30的与中间平面46相邻的部分可包括凸出部40，如图12中所示。

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领会到，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 (14)

1.一种用于涡轮发动机的翼型件（10），包括：

界定内腔（26）的第一翼型件壁（14）和第二翼型件壁（16），

位于所述内腔（26）中的销（30）的阵列，由此冷却通道（52、54）被限定在所述阵列的相邻销（30）之间的空隙中，

每个销（30）从所述第一翼型件壁（14）纵向延伸到所述第二翼型件壁（16），所述销（30）在第一相交部（42）处连接到所述第一翼型件壁（14），并且在第二相交部（44）处连接到所述第二翼型件壁（16），

其中，垂直于纵向方向的中间平面（46）被限定在所述第一相交部（42）和所述第二相交部（44）之间的位置处，

其中，所述销（30）在相应的相交部（42、44）处具有第一剖面形状（60、60'），并且在所述中间平面（46）处具有第二剖面形状（70、70'），

其中，所述第一剖面形状（60、60'）包括由相对尖锐的角部（66、66'）限定的闭合形状，并且所述第二剖面形状（70、70'）包括由相对圆形的角部（76、76'）限定的闭合形状，

其中，所述销（30）在所述中间平面（46）处的剖面面积大于所述销（30）在所述相应的相交部（42、44）处的剖面面积。

2.根据权利要求1所述的翼型件（10），其中，所述销（30）的与所述中间平面（46）相邻的部分包括凸出部（40）。

3.根据前述权利要求中任一项所述的涡轮翼型件（10），其中，所述销（30）包括变形区域（36），在所述变形区域（36）中，所述销（30）的形状从所述第一剖面形状（60、60'）平滑地过渡到所述第二剖面形状（70、70'）。

4.根据前述权利要求中任一项所述的翼型件（10），其中，所述销（30）的形状在所述中间平面（46）与所述相应的相交部（44、44）之间的位置处，从所述第一剖面形状（60、60'）急剧地过渡到所述第二剖面形状（70、70'）。

5.根据前述权利要求中任一项所述的翼型件（10），其中，所述销（30）的至少一部分在从所述中间平面（46）朝向所述相应的相交部（42、44）的方向上设置有锥形部（48）。

6. 根据前述权利要求中任一项所述的翼型件（10），其中，所述销（30）包括：

与所述相应的相交部（44、44）相邻的第一部分（32），其中，所述销（30）沿所述第一部分（32）的长度包括相对尖锐的角部，以及

与所述中间平面（46）相邻的第二部分（34），在所述第二部分（34）中，所述销（30）的形状过渡为包括相对圆形的角部。

7.根据前述权利要求中任一项所述的翼型件（10），其中，所述销（30）在所述中间平面（46）处的宽度（W₁）与所述销（30）在所述相应的相交部（42、44）处的宽度（W₂）之比处于1.1至2的范围内。

8.根据前述权利要求中任一项所述的翼型件（10），其中，所述剖面形状（60、60'、70、70'）中的每一个包括细长形状，所述细长形状由沿正交轴线的相应高度（H₂、H₁）和相应宽度（W₂、W₁）限定，所述相应高度（H₂、H₁）大于所述相应宽度（W₂、W₁）。

9. 根据权利要求8所述的翼型件，其中，

所述第一剖面形状（60）为矩形，以及

所述第二剖面形状（70）为包括一对平行直边（72）的跑道形，所述平行直边（72）在相对端处通过一对凸曲线（74）连接。

10. 根据权利要求8所述的翼型件（10），其中，

所述第一剖面形状（60'）是由相对尖锐的角部（66'）限定的I形梁，以及

所述第二剖面形状（70'）是由圆形的角部（76'）限定的修改的I形梁。

11.根据前述权利要求中任一项所述的翼型件（10），其中，所述第一翼型件壁（14）是压力侧壁，并且所述第二翼型件壁（16）是吸力侧壁。

12.根据权利要求11所述的翼型件，其中，所述内腔（26）与所述翼型件（10）的后缘（20）相邻定位。

13.根据权利要求12所述的翼型件，其中，所述销（30）的阵列包括多排销（30），每一排沿所述翼型件（10）的翼展方向延伸，各排沿所述翼型件（10）的弦向方向彼此隔开，

由此，弦向延伸的冷却通道（52）被限定在一排中的相邻销（30）之间，并且翼展向延伸的冷却通道（54）被限定在相邻排中的销（30）之间，

所述弦向延伸的冷却通道（52）和所述翼展向延伸的冷却通道（54）互连，以通过连续冲击到所述各排销（30）上而将加压的冷却流体引向所述后缘（20）。

14.根据权利要求13所述的翼型件（10），其中，相邻排的所述销（30）在所述翼展方向上交错。

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