CN114127386A - 翼面近壁前缘的冷却通道 - Google Patents

Abstract

翼面、包括这种翼面的燃气涡轮发动机组件及其制造方法。翼面包括靠近翼面前缘的多个冷却通道，每个冷却通道包括入口和出口，该入口设在压力侧壁和抽吸侧壁之一的翼面的内表面上，而该出口设在压力侧壁和抽吸侧壁中的另一个的翼面的外表面上。冷却通道以交错的构造布置，使得在翼面的滞止点附近的翼面前缘处设有冷却流体流动的交替模式。

Description

翼面近壁前缘的冷却通道

相关申请的交叉引用

本专利申请要求于2019年5月20日提交的美国专利申请第16/417,006号的优先权，其全部公开内容通过引用纳入本文。

技术领域

本发明涉及涡轮机翼面，且更具体地，涉及结合到涡轮机翼面中的冷却回路。

背景技术

典型的燃气涡轮发动机由三个主要部段组成：压缩机部段、燃烧室部段和涡轮机部段。在标准操作循环中，压缩机部段用于对供应到燃烧室部段的空气进行加压。在燃烧室部段中，燃料与来自压缩机部段的压缩空气混合并被点燃以产生高温和高速燃烧气体。然后这些燃烧气体流入多级涡轮机，在那里高温气体流过交替的成排的旋转的燃气涡轮机翼面和静止的燃气涡轮机翼面。成排的静止的叶片通常用于将燃烧气体的流动重定向到后续级的旋转的叶片上。涡轮机部段沿共用轴向轴联接到压缩机部段，使得涡轮机部段驱动压缩机部段。

空气和热燃烧气体通过涡轮机翼片和叶片被引导通过涡轮机部段。这些翼片和叶片将经受极高的操作温度，通常超过制造翼片和叶片的材料能力。极端温度还可能造成在部件中的热增长、热应力，并可能导致耐久性不足。为了降低有效操作温度，通常用空气或蒸汽冷却翼片和叶片。然而，冷却必须以有效的方式发生，以便有效地使用冷却流体。因此，需要针对燃气涡轮机中的翼面进行改进的冷却设计以解决这些问题以及其它问题。

发明内容

简而言之，在高层次上，本申请的主题一般涉及结合到燃气涡轮机翼面中的冷却通路、通道和室。燃气涡轮机翼面包括翼面壁，该翼面壁包括内表面和外表面，且该翼面壁形成至少部分地由翼面壁封闭的翼面室。实施例设有形成在翼面壁前缘中的冷却通道以用于改善翼面的冷却。冷却通道允许冷却流体或空气通过翼面室和翼面壁，从而在燃气涡轮机的操作期间冷却翼面。

本发明的一个实施例涉及一种用于燃气涡轮机的翼面，该翼面具有前缘和后缘。翼面包括具有压力侧和抽吸侧的翼面壁，该压力侧包括压力侧内表面和压力侧外表面，而该抽吸侧包括抽吸侧内表面和抽吸侧外表面。压力侧内表面和抽吸侧内表面一起限定了翼面壁的内表面，而压力侧外表面和抽吸侧外表面一起限定了翼面壁的外表面，且翼面壁的内表面至少部分地限定了至少部分地封闭在翼面壁内的翼面室。翼面包括靠近翼面前缘的多个第一和第二冷却通道，每个第一冷却通道包括位于压力侧内表面上的第一开口处的入口以及位于抽吸侧外表面上的第二开口处的出口，而每个第二冷却通道包括位于抽吸侧内表面上的第三开口处的入口以及位于压力侧外表面上的第四开口处的出口。

在一些实施例中，多个第一冷却通道包括上部第一冷却通道和下部第一冷却通道，且多个第二冷却通道包括上部第二冷却通道和下部第二冷却通道。多个第一冷却通道和多个第二冷却通道以交错的构造布置，使得上部第二冷却通道在翼面的径向方向上位于上部第一冷却通道和下部第一冷却通道之间，并使得下部第一冷却通道在翼面的径向方向上位于上部第二冷却通道和下部第二冷却通道之间。

本发明的其它实施例涉及一种包括多个翼面的燃气涡轮机组件。如上所述，多个翼面中的每一个包括多个第一和第二冷却通道。在一些实施例中，多个翼面中的每一个包括以交错构造的多个第一和第二冷却通道，如上所述。

还有其它实施例涉及制造翼面的方法。该方法包括使用增材制造形成具有压力侧和抽吸侧的翼面壁。压力侧包括压力侧内表面和压力侧外表面，且抽吸侧包括抽吸侧内表面和抽吸侧外表面。

压力侧内表面和抽吸侧内表面一起限定了翼面壁的内表面，而压力侧外表面和抽吸侧外表面一起限定了翼面壁的外表面。翼面壁的内表面至少部分地限定了至少部分地封闭在翼面壁内的翼面室。该方法还包括靠近每个翼面前缘形成多个第一冷却通道，每个第一冷却通道包括位于压力侧内表面上的第一开口处的入口以及位于抽吸侧内表面上的第二开口处的出口，并靠近翼面前缘形成多个第二冷却通道，每个第二冷却通道包括位于抽吸侧内表面上的第三开口处的入口以及位于压力侧外表面上的第四开口处的出口。多个第一冷却通道和多个第二冷却通道在翼面室和翼面壁的外部之间提供流体连通。

在一些实施例中，该方法包括将多个第一和第二冷却通道交错设置。在这样的实施例中，多个第一冷却通道包括上部第一冷却通道和下部第一冷却通道，且多个第二冷却通道包括上部第二冷却通道和下部第二冷却通道。该方法包括将多个第一冷却通道和多个第二冷却通道交错设置，使得上部第二冷却通道在翼面的径向方向上位于上部第一冷却通道和下部第一冷却通道之间，并使得下部第一冷却通道在翼面的径向方向上位于上部第二冷却通道和下部第二冷却通道之间。

在本公开中描述的冷却通道是在燃气涡轮机翼面的背景下最通常地讨论的，但可以用于任何类型的翼面结构。此外，冷却流体、气体、空气和/或气流在本公开中可以互换使用，并且指的是可以通过翼面传送来提供翼面的热传递和冷却的任何冷却介质。

附图说明

下面参照附图对本发明进行详细的描述，附图中：

图1A是现有技术的燃气涡轮机翼面的立体图；

图1B是现有技术的燃气涡轮机叶片的立体图；

图2A是图1A或图1B所示翼面的剖视图；

图2B是图2A所示翼面的一部分的立体图；

图3是根据本发明实施例的具有多个冷却通道的翼面的局部立体图；

图4是图3所示翼面的另一个局部立体图；

图5是图3-4所示翼面的局部剖视、正视图；

图6是图3-5所示翼面的局部平面图；以及

图7是结合到图3-6中所示翼面前缘中的冷却通道的示意图。

具体实施方式

在高层次上，本申请的主题大体上涉及一种用于燃气涡轮机的翼面，该翼面包括集成在各种构造中的冷却回路。翼面通常可以包括翼面壁，该翼面壁具有至少部分地封闭翼面室的内表面和外表面。冷却回路可形成在翼面壁中的不同位置中，从而当燃气涡轮机进行操作时且当冷却流体或气体通过冷却回路时提供来自翼面的增强的热传递。对于在恶劣环境中操作的涡轮机硬件，完全考虑使用这种翼面冷却技术以适应附加的组件，比如外径和内径平台、翼片外部或内部的空气屏蔽件、或者替代的高温涡轮机部件。

现在参考图1A，提供了燃气涡轮机翼片100。涡轮机翼片100包括底部部分，该底部部分通常被称为基部102，其可以联接到转子盘(未示出)。应当理解，基部可以完全集成到转子盘中，使得基部不延伸到流动路径中。颈部103在通常垂直于转子中心轴线的向上径向方向上从基部102延伸。颈部103可以主要用作在基部102和燃气涡轮机翼面104之间的过渡件。

燃气涡轮机翼面104由四个不同的部分组成。与加压气体流动首先接触的翼面104的第一部分被称为前缘106，与气体流动接触的翼面的最后部分被称为后缘108，前缘106与后缘108是相对的。前缘106沿转子的中心轴线面向涡轮机的压缩机部段(未示出)、或涡轮机的入口。该方向被称为轴向方向。当加压气流阻碍前缘106时，该气流分成具有不同相对压力的两个分开的空气流。连接前缘106和后缘108的是两个径向延伸的壁，基于对壁有阻碍作用的相对压力来限定该壁。将在图1A中看到的凹形表面限定为压力侧壁110。该表面的凹形几何形状沿压力侧壁110的长度产生较高的局部压力。与压力侧壁110相对的是抽吸侧壁112。抽吸侧壁112具有凸形几何形状，其沿抽吸侧壁112的长度产生较低的局部压力。

在压力侧壁110和抽吸侧壁112之间产生的压差创建了沿燃气涡轮机翼面104的横截面向上的提升力。在图2A中可以更详细地看到燃气涡轮机翼面104的横截面。该提升力致动了转子盘的旋转运动。转子盘可以经由轴(未示出)联接到压缩机和发电机，从而达到发电的目的。图1A的最上部分示出了包含第一表面116的末端护罩114，该第一表面116填布有从第一表面116径向向外延伸的刀刃118(knife edges)。位于刀刃118之间的是凹穴120(recessed pockets)。

在图1B中示出了现有技术的叶片组件150，且该叶片组件150包括内平台151、内轨道152、外平台153以及在内平台151和外平台153之间延伸的叶片翼面154。虽然内轨道152用作密封边沿腔体区域的装置，以防止冷却空气泄漏到热气体路径中而不是流到指定的叶片上，但是该内轨道152也加强了内平台151。内轨道152可靠近冷却空气的增压室定位并因此在近似冷却空气的温度下操作。

图2A是沿图1A中的线2-2观察的用于燃气涡轮机翼面200的现有技术冷却设计的剖视图，其可以实施在翼片翼面或叶片翼面中，比如图1A所示的翼面104或图1B中所示的叶片翼面154。图2A是用于示出冷却通路202和203的横截面。燃气涡轮机翼面200可在温度超过用于构造翼面的材料的熔点的环境中操作。因此，将冷却通路202和203设为在操作期间通过使冷却空气流过翼面200的冷却通路来降低翼面200的温度的道路。

图2B是图2A中所示的燃气涡轮机翼面200的斜视局部立体图。燃气涡轮机翼面200具有多个冷却孔206，该多个冷却孔206设置在翼面前缘106处。冷却孔106，本领域技术人员已知为“喷头”孔，因为它们的布置类似于喷头上的开口(如被圆圈208包围的七个冷却孔206所示)，是形成在翼面200前缘106处的管状或圆柱形通孔，并与诸如图2A所示的冷却通路202的内部冷却通路流体连通。通孔206通常以相对于径向方向的倾斜角钻孔。

在使用期间，来自翼面200内部的冷却流体(比如冷却通路202中的冷却空气)通过冷却孔206离开。由于对流热传递，冷却流体在其通过时冷却翼面200的前缘106，然后当其在前缘106处离开翼面200时在翼面200的外表面上形成冷却空气薄膜。冷却空气膜提供了附加的热传递，同时还在翼面200的外表面上形成保护层以提供附加的保护，从而防止热燃烧气体流过翼面200的外表面。

在这样的实施例中，冷却空气必须以相对较高的压力和/或速度排放，以避免将热气体吸入冷却孔206中。更具体地，因为冷却孔206位于热燃烧气体与翼面200相遇的翼面200的前缘106上，如果冷却空气的相对压力和/或速度太低，热燃烧气体将压倒冷却空气且因此进入冷却孔206，从而最终进入翼面内部的冷却通路202。这又导致翼面200的前缘106内的温度升高并可能导致零件的过早失效。

此外，因为冷却孔206是直接通过翼面200的前缘106钻出的通孔，所以该冷却孔206具有相对较短的轴向长度。冷却孔206因此提供相对有限的热提取，该热提取归因于孔长度。相反，采用喷头设计208的翼面设计主要依赖于绕涡轮机200提供的冷却膜效应来冷却涡轮机，并保护其免受通过外部的热燃烧气体的影响。但是在某些情况下，该膜冷却效应可以沿翼面200的外部创建湍流，这反过来又增加了翼面200的热载荷。因此，冷却孔206的喷头设计208对于某些应用可能是无效的。

传统上，如图1和2中所示的空气冷却涡轮机翼面，是通过机加工工艺或熔模铸造工艺生产的，即通过形成涡轮机翼面的蜡体，在蜡体部分周围提供外壳，然后熔化蜡体以留下液态金属的模具。然后，将液态金属倒入模具中以填充蜡体留下的空隙。通常，蜡体还包含陶瓷芯部，以在金属涡轮机翼面内建立大型冷却通道。一旦液态金属冷却并凝固，就将外壳移除，将陶瓷芯部从目前是实心的金属涡轮机翼面中化学浸出，以形成中空的涡轮机翼面。这些传统的铸造方法对可以铸造的几何形状有限制。内部几何形状以及复杂的小的几何形状一般不适合压铸。

增材制造出现了新的发展，可以将能力扩展到传统熔模铸造技术之外。也就是说，增材制造可用于创建以前无法实现的复杂件。本发明的实施例可以使用这种增材制造工艺来创建。增材制造工艺的一个例子是选择性激光熔化，在制造领域更普遍地称为SLM。尽管SLM被广泛认为是一种常见的增材制造工艺，但本文所述的实施例可以通过任何增材制造工艺制造，例如选择性激光烧结(SLS)、直接金属激光烧结(DMLS)、激光粉末床融合(LPBF)、或直接能量沉积(DED)或替代的增材制造方法。本文描述的SLM工艺旨在为非限制性和示例性的。

图3-7是示例性的燃气涡轮机翼面300的各种视图，该燃气涡轮机翼面300结合到根据本发明的实施例的前缘冷却通道320、322附近。冷却通道320、322设在涡轮机翼面300的前缘306处或附近，更具体地，设在翼面300的滞止点324附近。冷却通道320、322的布置和构造提供了增强的热传递益处，同时降低了热燃烧气体吸入和湍流燃烧气体流动的可能性，如结合现有技术的翼面200所讨论的，该现有技术的翼面200具有冷却孔206的已知喷头设计208。

图3示出了燃气涡轮机翼面300在其前缘306附近的一部分。尽管图3-7中所示的视图仅描绘了前缘306附近的部分以便更清楚地示出各种通道和开口，但应当理解，翼面300用与图1A-2B中描绘的翼面类似的方式从前缘306延伸到后缘(未示出)。

翼面300具有压力侧壁310和抽吸侧壁312，该压力侧壁310从前缘滞止点324(即，沿翼面300的外表面的流体流动的局部速度为零的点)延伸到翼面300的后缘，且该抽吸侧壁312与压力侧壁310相对并从前缘滞止点324延伸到翼面300的后缘。压力侧壁310和抽吸侧壁312的外表面共同形成了翼面300的外表面313，且压力侧壁310和抽吸侧壁312的内表面共同形成了翼面300的内表面316。翼面300的内表面316部分地限定了翼面300内的冷却通路302。在操作期间，以及如下文将更详细地讨论的，冷却流体(比如压缩空气)被提供到冷却通路302，该冷却流体又经由冷却通道320、322离开翼面300。冷却流体通过冷却通道320、322的蛇形路径允许有效地将翼面前缘306中产生的热量经由经过该翼面前缘306的热燃烧气体进行提取，以传递到冷却流体。

每个冷却通道320、322通常从内表面316上的入口延伸到外表面313上的出口。对于第一冷却通道320，入口设在位于压力侧壁310的第一开口314处，即在前缘滞止点324的压力侧上，而出口设在位于抽吸侧壁312的第二开口315处，即在前缘滞止点324的抽吸侧上。对于第二冷却通道322，入口设在位于抽吸侧壁312的第三开口318处，即在前缘滞止点324的抽吸侧处，而出口设在位于压力侧壁310的第四开口319处，即在前缘滞止点324的压力侧。在这方面，对于每个通道320、322，唯一的入口设在滞止点324的压力侧和滞止点的抽吸侧的一侧上，且唯一的出口设在滞止点324的压力侧和滞止点324的抽吸侧的另一侧上。更具体地，通过第一冷却通道320的冷却流体仅在压力侧壁310中进入通道320，并仅在抽吸侧壁312中离开通道。而通过第二冷却通道322的冷却流体仅在抽吸侧壁312中进入通道322，并仅在压力侧壁310中离开通道。因此，近壁前缘的冷却通道320、322从两个不同的位置(一个在压力侧壁310上，一个在抽吸侧壁312上)内部馈送，并且反过来也在两个不同的位置(一个在压力侧壁310上，一个在抽吸侧壁312上)离开涡轮机300。

冷却通道320、322蛇形通过翼面300的前缘306，使得它们不与设在其中的其它通道320、322流体连通。更具体地，每个通道320与另一个通道320径向对齐但间隔开，同时每个通道322与另一个通道322径向对齐但间隔开。在径向方向上每对相邻的第一冷却通道320之间是介入的第二冷却通道322的一部分，并且类似地在径向方向上的每对相邻的第二通道322之间是介入的第一冷却通道320的一部分。如图7中最佳所见的，这创建了离散、交替的压力侧延伸通道320a-320f和抽吸侧延伸通道322a-322f的堆叠构造。更具体地，通道以交错的构造布置，使得第二冷却通道322沿径向方向设在相邻的第一冷却通道320之间，并且类似地使得第一冷却通道320沿径向方向设在相邻的第二冷却通道322之间。

如图7中最佳所见的，冷却通道320、322完全独立于相邻的通道，使得在每个相邻的堆叠通道之间没有流体连通或其它连接。更具体地，翼面壁338的实心部分将每个相邻的通道320、322分开。这又导致了在每个相邻的通道320、322中冷却流体流动方向的交替。例如，并转向图7，对于第一冷却通道320a-f中的每一个，冷却流体通常会流向翼面300的左手侧，如图7所示，而对于第二冷却通道322a-f中的每一个，冷却流体通常会流向翼面300的右手侧，如图7所示。

如图6中最佳所见的，每个通道通常包括入口过渡部分325、332、轴向延伸部分326、333、周向延伸的第二部分328、334、向外转向部分330、336以及出口过渡部分331、337。更具体地，第一冷却通道320包括从第一开口314延伸到轴向延伸部分326的入口过渡部分325，该轴向延伸部分326又过渡到周向延伸部分328，该周向延伸部分328又过渡到向外转向部分330，且最后出口过渡部分331从向外转向部分330延伸到第二开口315。更具体地，第二冷却通道322包括从第三开口318延伸到轴向延伸部分333的入口过渡部分332，该轴向延伸部分333又过渡到周向延伸部分334，该周向延伸部分334又过渡到向外转向部分336，且最后出口过渡部分337从向外转向部分336延伸到第四开口319。

冷却通道320、322渐缩，即冷却通道320、322的横截面积在下游方向上沿它们的大部分或全部长度连续地减小，使得通过其中的冷却流体加速并最终以高于流体进入入口(即，第一开口314和第三开口318)的速度离开出口(即，第二开口315和第四开口319)。如本文所用，“下游”是指冷却流体行进通过相应通道的方向，通常从翼面300的内部到翼面300的外部。

例如，在一个实施例中，冷却通道320、322的横截面积沿它们相应的下游长度连续地减小，使得通道320、322的最大横截面积设在其入口处(分别为第一开口314和第三开口318)，而通道320、322的最小横截面积设在其出口处(分别为第二开口315和第四开口319)。在其它实施例中，冷却通道320、322的横截面积沿基本整个下游长度连续地减小，例如除了出口过渡部分331、337之外的所有部分，其中冷却通道320、322的横截面积就分别在第二开口315和第四开口319之前略微增加。在这样的实施例中，出口过渡部分331、337具有扩口的或喇叭口的形状，这提供了靠近相应通道320、322出口的横截面积的略微增加。应当理解，“喇叭口”形状是指类似于钟形的锥形扩张或缩小的开口。尽管有这种轻微的增加，在这样的实施例中，第二开口315和第四开口319的横截面积将分别小于第一开口318和第三开口319。

在操作期间，冷却流体在垂直于翼面内表面316的方向上通过扩口的或喇叭口形状的入口325、332进入通道320、322来最小化压力损失。如图6中最佳所见，进入第一开口314的冷却流体进入了喇叭口形状的入口过渡部分325，而进入第三开口318的冷却流体则进入了喇叭口形状的入口过渡部分332。由于通道320、322的横截面积渐缩，冷却流体在它移动通过通道320、322时逐渐加速。冷却流体的流动经由轴向延伸部分326、333首先朝向滞止点324引导。然后该流动转向进行了转向并在周向延伸部分328、334内行进，使得冷却流体平行于靠近滞止点324的外表面313并在其附近行进。然后冷却流体经由向外转向部分330、336略微转向外表面313。然后冷却流体分别经由可选的扩口出口过渡部分331、337以及第二开口315和第四开口319而离开翼面300的壁。同样，在一些实施例中，出口过渡部分331、337是喇叭口形状，使得冷却通道320、322的横截面积在其出口处略微增加。总之，在压力侧壁310的第一开口314处进入第一冷却通道320的冷却流体最终离开了抽吸侧壁312上的通道320，而相反地，在抽吸侧壁312的第三开口318处进入第二冷却通道322的冷却流体最终离开了压力侧壁310上的通道322。

冷却流体流经每个通道320、322的量取决于：第一开口314和第三开口318的横截面积；通道320、322的横截面积沿通道相应的下游长度渐缩的量；以及通道320、322在第二开口315和第四开口319处的出口位置。选择了出口位置(即，第二开口315和第四开口314的位置)以确保从绕翼面300的热燃烧气体的流动中获得安全的静压，这反过来降低了吸入热气体和增加湍流的风险，如所讨论的。

燃气涡轮机翼面300前缘306中的冷却通道320、322的独特布置和构造提供了优于已知冷却通道的增强的冷却性能，比如图2B中所示的冷却通道206的喷头设计208。冷却流体在前缘306内的蛇形流动是由在其进入的翼面的相对侧离开的冷却流体引起的(即，经由第一开口314进入压力侧壁310的冷却流体经由第二开口315离开抽吸侧壁312，而经由第三开口318进入抽吸侧壁312的冷却流体经由第四开口319离开压力侧壁310)，与已知的冷却通道相比，冷却通道320、322的长度增加了，因此当冷却流体通过前缘306时，允许更大的热量提取。此外，通过将冷却通道320a-320f与冷却通道322a-322f交错(即，将通道320、322构造成使得它们在垂直方向上交替，且相邻通道320、322之间没有任何连接)，冷却流体在整个前缘的多个方向上流动，进一步增强了热量提取。冷却流体在前缘306中的这种交叉流动布置增加了整体吸热，且因此对于相同的目标金属温度，所需的冷却流体更少。与已知的设计(例如图2B所示的冷却孔206的喷头构造208)相比，冷却流体的交叉流动布置还导致了前缘306内更均匀的温度分布。

如所讨论的，冷却通道320、322沿它们的下游长度渐缩，这反过来加速了在其中流动的冷却流体，并增加了冷却流体的传热特性。此外，与已知的冷却通道相比，通道320、322的出口(第二开口315和第四开口319)离滞止点324更远。更具体地，通道320、322的出口设在翼面300的一部分，该部分具有来自翼面300周围的压缩空气和/或燃烧气体主流动的安全静压。这降低了热气体吸入冷却通道320、322的威胁，即使是在以相对较低的压力和/或速度提供冷却流体的情况下。此外，对于出口在滞止点324附近的通道来说，可用于驱动冷却流体流过前缘冷却通道的压差(即，通道320、322的入口和出口之间的压力差)是最小的。通过将第二开口315和第四开口319远离滞止点324移动，冷却通道320、322具有增加的压力比，可有效地将冷却流体移动通过该通道。

总之，冷却通道320、322独特的交替蛇形构造允许更有效的冷却，因此需要更少的冷却流体和/或降低的质量流速，以实现已知设计的冷却效果，如图2B所示的冷却孔206的喷头构造208。例如，对于给定的质量流速，与通过图2B冷却孔206的喷头设计208提供的冷却流体相比，通过通道320、322提供的冷却流体将在翼面300中达到急剧降低的温度。或者，为了达到相同的翼面平均金属温度，与通过图2B的冷却通道的喷头设计208提供的冷却流体相比，通过通道320、322提供的冷却流体的质量流速可以显著降低。例如，在一些实施例中，使用本公开的蛇形的、交替的冷却通道320、322可使冷却流体流量减少一半以上，以达到与使用冷却孔206的喷头设计208相同的平均金属温度。

此外，尽管翼面300的复杂设计(包括内部蛇形的、交替的冷却通道320、322)几乎不可能使用传统制造工艺(如上文讨论的熔模铸造等)来创建，但在一些实施例中，翼面300及其内部通道320、322是使用增材制造工艺创建的。在这样的过程中，逐层构建翼面300，在侧壁的适当位置留下空隙，以产生蛇形的、锥形的、交替的冷却通道320、322。因此，包括复杂的冷却通道320、322的翼面300可以有效地在燃气涡轮机发动机中制造和实施。使用增材制造工艺创建具有蛇形的、锥形的、交替的冷却通道320、322的涡轮机300，与已知的在制造过程中产生高热梯度的可变壁部段的设计相比，产生的局部应力最小。

从前述内容可以看出，本发明是一种非常适合于实现上述所有目的和目标的发明，以及结构所固有的其它明显优点。应当理解，某些特征和子组合是有用的，并且可以在不参考其它特征和子组合的情况下使用。这是权利要求书的范围所预期的并且都在权利要求书的范围内。由于可作出本发明的许多可能的实施例而不脱离其范围，故而要理解到，本文中提出或在附图中示出的所有主题要被解释为示意性的而非限制性的。本发明的附加目的、优点和新颖的特征将在以下的描述中部分地阐述，并且部分地通过以下描述，对本领域的技术人员来说将变得显而易见或可通过本发明的实践而获知。

Claims (20)

1.一种用于燃气涡轮机的翼面，所述翼面具有前缘和后缘，所述翼面包括：

翼面壁，所述翼面壁具有压力侧和抽吸侧，所述压力侧包括压力侧内表面和压力侧外表面，所述抽吸侧包括抽吸侧内表面和抽吸侧外表面，所述压力侧内表面和所述抽吸侧内表面一起限定了所述翼面壁的内表面，且所述压力侧外表面和所述抽吸侧外表面一起限定了所述翼面壁的外表面，其中所述翼面壁的所述内表面至少部分地限定了翼面室，所述翼面室至少部分地封闭在所述翼面壁内；

多个第一冷却通道，所述多个第一冷却通道靠近所述翼面前缘，所述多个第一冷却通道中的每一个包括位于所述压力侧内表面上的第一开口处的入口以及位于所述抽吸侧外表面上的第二开口处的出口；以及

多个第二冷却通道，所述多个第二冷却通道靠近所述翼面前缘，所述多个第二冷却通道中的每一个包括位于所述抽吸侧内表面上的第三开口处的入口以及位于所述压力侧外表面上的第四开口处的出口，

其中，所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道在所述翼面室和所述翼面壁的外部之间提供流体连通。

2.根据权利要求1所述的翼面，其特征在于，所述多个第一冷却通道包括上部第一冷却通道和下部第一冷却通道，其中所述多个第二冷却通道包括上部第二冷却通道和下部第二冷却通道，且其中所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道以交错的构造布置，使得所述上部第二冷却通道在所述翼面的径向方向上位于所述上部第一冷却通道和所述下部第一冷却通道之间，并使得所述下部第一冷却通道在所述翼面的径向方向上位于所述上部第二冷却通道和所述下部第二冷却通道之间。

3.根据权利要求1所述的翼面，其特征在于，对于所述多个第一冷却通道中的每一个，所述第一开口的第一横截面积大于所述第二开口的第二横截面积，且其中对于所述多个第二冷却通道中的每一个，所述第三开口的第三横截面积大于所述第四开口的第四横截面积。

4.根据权利要求3所述的翼面，其特征在于，所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道中的每一个沿其相应的整个下游长度连续地渐缩。

5.根据权利要求3所述的翼面，其特征在于，所述多个第一冷却通道中的每一个包括靠近所述第二开口的第一扩口出口过渡部分，其中所述多个第二冷却通道中的每一个包括靠近所述第四开口的第二扩口出口过渡部分，其中所述多个第一冷却通道中的每一个从所述第一开口到所述第一扩口出口过渡部分的入口连续地渐缩，且其中所述多个第二冷却通道中的每一个从所述第三开口到所述第二扩口出口过渡部分的入口连续地渐缩。

6.根据权利要求1所述的翼面，其特征在于，所述多个第一冷却通道中的每一个包括第一入口过渡部分、第一轴向延伸部分、第一周向延伸部分、第一向外转向部分和第一出口过渡部分，且其中所述多个第二冷却通道中的每一个包括第二入口过渡部分、第二轴向延伸部分、第二周向延伸部分、第二向外转向部分和第二出口过渡部分。

7.根据权利要求6所述的翼面，其特征在于，所述第一周向延伸部分和所述第二周向延伸部分平行于所述翼面壁的外表面而延伸。

8.根据权利要求7所述的翼面，其特征在于，所述第一周向延伸部分和所述第二周向延伸部分位于所述翼面的滞止点附近。

9.根据权利要求6所述的翼面，其特征在于，所述第一入口过渡部分和所述第二入口过渡部分包括喇叭口形状。

10.根据权利要求1所述的翼面，其特征在于，使用增材制造形成所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道。

11.一种燃气涡轮机组件，所述组件包括：

多个翼面，其中所述多个翼面中的每一个包括：

翼面壁，所述翼面壁具有压力侧和抽吸侧，所述压力侧包括压力侧内表面和压力侧外表面，所述抽吸侧包括抽吸侧内表面和抽吸侧外表面，所述压力侧内表面和所述抽吸侧内表面一起限定了所述翼面壁的内表面，而所述压力侧外表面和所述抽吸侧外表面一起限定了所述翼面壁的外表面，其中所述翼面壁的所述内表面至少部分地限定了翼面室，所述翼面室至少部分地封闭在所述翼面壁内；

多个第一冷却通道，所述多个第一冷却通道靠近所述翼面前缘，所述多个第一冷却通道中的每一个包括位于所述压力侧内表面上的第一开口处的入口以及位于所述抽吸侧外表面上的第二开口处的出口；以及

多个第二冷却通道，所述多个第二冷却通道靠近所述翼面前缘，所述多个第二冷却通道中的每一个包括位于所述抽吸侧内表面上的第三开口处的入口以及位于所述压力侧外表面上的第四开口处的出口，

其中，所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道在所述翼面室和所述翼面壁的外部之间提供流体连通。

12.根据权利要求11所述的燃气涡轮机组件，其特征在于，对于所述多个翼面中的每一个：

所述多个第一冷却通道包括上部第一冷却通道和下部第一冷却通道，

所述多个第二冷却通道包括上部第二冷却通道和下部第二冷却通道，以及

所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道以交错的构造布置，使得所述上部第二冷却通道在所述翼面的径向方向上位于所述上部第一冷却通道和所述下部第一冷却通道之间，并使得所述下部第一冷却通道在所述翼面的径向方向上位于所述上部第二冷却通道和所述下部第二冷却通道之间。

13.根据权利要求11所述的燃气涡轮机组件，其特征在于，对于所述多个翼面中的每一个，所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道中的每一个沿其相应的整个下游长度连续地渐缩。

14.根据权利要求11所述的燃气涡轮机组件，其特征在于，对于所述多个翼面中的每一个：所述多个第一冷却通道中的每一个包括靠近所述第二开口的第一扩口出口过渡部分，

所述多个第二冷却通道中的每一个都包括靠近所述第四开口的第二扩口出口过渡部分，

所述多个第一冷却通道中的每一个从所述第一开口到所述第一扩口出口过渡部分的入口连续地渐缩，以及

所述多个第二冷却通道中的每一个从所述第三开口到所述第二扩口出口过渡部分的入口连续地渐缩。

15.根据权利要求11所述的燃气涡轮机组件，其特征在于，对于所述多个翼面中的每一个：所述多个第一冷却通道中的每一个包括第一入口过渡部分、第一轴向延伸部分、第一周向延伸部分、第一向外转向部分和第一出口过渡部分，以及

所述多个第二冷却通道中的每一个包括第二入口过渡部分、第二轴向延伸部分、第二周向延伸部分、第二向外转向部分和第二出口过渡部分，

其中，所述第一周向延伸部分和所述第二周向延伸部分平行于所述翼面壁的所述外表面延伸并靠近所述翼面的滞止点定位。

16.一种制造翼面的方法，所述方法包括：

成型，使用增材制造：

翼面壁，所述翼面壁具有压力侧和抽吸侧，所述压力侧包括压力侧内表面和压力侧外表面，所述抽吸侧包括抽吸侧内表面和抽吸侧外表面，所述压力侧内表面和所述抽吸侧内表面一起限定了所述翼面壁的内表面，以及所述压力侧外表面和所述抽吸侧外表面一起限定了所述翼面壁的外表面，其中所述翼面壁的所述内表面至少部分地限定了翼面室，所述翼面室至少部分地封闭在所述翼面壁内；

多个第一冷却通道，所述多个第一冷却通道靠近所述翼面前缘，所述多个第一冷却通道中的每一个包括位于所述压力侧内表面上的第一开口处的入口以及位于所述抽吸侧外表面上的第二开口处的出口；以及

多个第二冷却通道，所述多个第二冷却通道靠近所述翼面前缘，所述多个第二冷却通道中的每一个包括位于所述抽吸侧内表面上的第三开口处的入口以及位于所述压力侧外表面上的第四开口处的出口，

其中，所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道在所述翼面室和所述翼面壁的外部之间提供流体连通。

17.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，所述多个第一冷却通道包括上部第一冷却通道和下部第一冷却通道，且其中所述多个第二冷却通道包括上部第二冷却通道和下部第二冷却通道，所述方法还包括将所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道交错设置，使得所述上部第二冷却通道在所述翼面的径向方向上位于所述上部第一冷却通道和所述下部第一冷却通道之间，并使得所述下部第一冷却通道在所述翼面的径向方向上位于所述上部第二冷却通道和所述下部第二冷却通道之间。

18.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，还包括使所述多个第一冷却通道和所述多个第二冷却通道中的每一个沿其相应的整个下游长度连续地渐缩。

19.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，还包括：

在所述多个第一冷却通道中的每一个上形成靠近所述第二开口的第一扩口出口过渡部分；

在所述多个第二冷却通道中的每一个上形成靠近所述第四开口的第二扩口出口过渡部分；

将所述多个第一冷却通道中的每一个从所述第一开口到所述第一扩口出口过渡部分的入口连续地渐缩，以及

将所述多个第二冷却通道中的每一个从所述第三开口到所述第二扩口出口过渡部分的入口连续地渐缩。

20.根据权利要求16所述的方法，其特征在于，还包括：

在所述多个第一冷却通道中的每一个上形成第一入口过渡部分、第一轴向延伸部分、第一周向延伸部分、第一向外转向部分以及第一出口过渡部分；以及

在所述多个第二冷却通道中的每一个上形成第二入口过渡部分、第二轴向延伸部分、第二周向延伸部分、第二向外转向部分以及第二出口过渡部分，

其中，所述第一周向延伸部分和所述第二周向延伸部分平行于所述翼面壁的所述外表面延伸，且其中所述第一周向延伸部分和所述第二周向延伸部分靠近所述翼面的滞止点定位。

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