CN115443369A - 包括在具有冷却孔的冷却出口之间的肋部的涡轮叶片 - Google Patents

包括在具有冷却孔的冷却出口之间的肋部的涡轮叶片 Download PDF

Info

Publication number
CN115443369A
CN115443369A CN202180030351.5A CN202180030351A CN115443369A CN 115443369 A CN115443369 A CN 115443369A CN 202180030351 A CN202180030351 A CN 202180030351A CN 115443369 A CN115443369 A CN 115443369A
Authority
CN
China
Prior art keywords
cooling
rib
blade
trailing edge
turbine
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.)
Pending
Application number
CN202180030351.5A
Other languages
English (en)
Inventor
莱昂德尔·奥斯第诺
艾万·丹尼尔·波特瑞尔
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.)
Safran Aircraft Engines SAS
Original Assignee
SNECMA SAS
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 SNECMA SAS filed Critical SNECMA SAS
Publication of CN115443369A publication Critical patent/CN115443369A/zh
Pending legal-status Critical Current

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
    • 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
    • F05D2240/122—Fluid guiding means, e.g. vanes related to the trailing edge of a stator vane
    • 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
    • F05D2240/20—Rotors
    • F05D2240/30—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor
    • F05D2240/304—Characteristics of rotor blades, i.e. of any element transforming dynamic fluid energy to or from rotational energy and being attached to a rotor related to the trailing edge of a rotor blade
    • 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
    • F05D2250/11—Two-dimensional triangular
    • 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
    • F05D2250/20—Three-dimensional
    • F05D2250/23—Three-dimensional prismatic
    • F05D2250/231—Three-dimensional prismatic cylindrical
    • 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
    • F05D2260/2214—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface
    • F05D2260/22141—Improvement of heat transfer by increasing the heat transfer surface using fins or ribs
    • Y—GENERAL TAGGING OF NEW TECHNOLOGICAL DEVELOPMENTS; GENERAL TAGGING OF CROSS-SECTIONAL TECHNOLOGIES SPANNING OVER SEVERAL SECTIONS OF THE IPC; TECHNICAL SUBJECTS COVERED BY FORMER USPC CROSS-REFERENCE ART COLLECTIONS [XRACs] AND DIGESTS
    • Y02—TECHNOLOGIES OR APPLICATIONS FOR MITIGATION OR ADAPTATION AGAINST CLIMATE CHANGE
    • Y02T—CLIMATE CHANGE MITIGATION TECHNOLOGIES RELATED TO TRANSPORTATION
    • Y02T50/00—Aeronautics or air transport
    • Y02T50/60—Efficient propulsion technologies, e.g. for aircraft

Landscapes

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

Abstract

本发明的主要目的是一种涡轮发动机的涡轮叶片(18)，该涡轮叶片包括平台、轮叶、供给沿着后缘(BF)布置的多个冷却出口(25)的冷却腔、以及两个径向相邻的冷却出口(25)，肋部(40)限定在两个径向相邻的冷却出口之间，其特征在于，至少一个冷却孔(41)形成在至少一个肋部(40)的厚度上，和/或形成在后缘圆角(26)的位于至少一个肋部(40)的轴向延伸部分中的一部分(Po)的厚度上，以确保叶片(18)的内部和外部之间的冷却流的流体连通，以冷却至少一个肋部(40)。

Description

包括在具有冷却孔的冷却出口之间的肋部的涡轮叶片
技术领域
本发明涉及对涡轮机的涡轮叶片进行冷却的一般领域，更特别地，涉及对用于涡轮机的移动涡轮叶片进行冷却的领域。
本发明适用于任何类型的航空涡轮机或陆地涡轮机。本发明特别地适用于飞行器涡轮机的移动涡轮叶片，飞行器涡轮机例如为涡轮喷气机和涡轮螺旋桨发动机，例如涡轮风扇发动机。本发明也可适用于工业燃气涡轮的移动叶片。本发明还涉及高压涡轮移动叶片或低压涡轮移动叶片的冷却。
背景技术
为了设计具有低消耗的越来越高效的发动机，已经开发出以下涡轮叶片：该涡轮叶片具有越来越小的尺寸，并且抵抗越来越高的热应力和机械应力，例如温度、压力、转速等。
众所周知，涡轮机燃气涡轮的叶片，特别是高压涡轮的叶片在发动机的运行期间承受燃烧气体的高温。这些温度达到的值远高于与这些气体接触的各个部件能够承受而不受损坏的温度的值，这就限制了各个部件的使用寿命。
还众所周知，高压涡轮的气体的温度的升高使得能够提高涡轮机的效率，从而提高发动机的推力和由该涡轮机推进的飞机的重量之间的比率。因此，已经努力生产能够承受越来越高的温度的涡轮叶片。此外，涡轮叶片的改进使得能够降低发动机的燃料消耗。
现有的改进叶片，特别是改进叶片的机械强度的解决方案之一是通过进行更有效的冷却来降低叶片的运行温度。这种冷却特别是通过设置在叶片中的、目的是降低叶片的温度的冷却回路来获得。由于这种回路，通常通过叶片的根部引入叶片中的冷却空气在通过在叶片的表面处，特别是叶片的后缘处开口的孔(或钻孔)喷射之前，沿着由形成在叶片中的腔形成的路径穿过叶片的根部。改进叶片的冷却回路使得能够降低叶片的冷却所需的空气流量，并且还使得能够增加叶片的使用寿命和/或确保在涡轮级的入口处的温度升高的情况下达到使用寿命目标。
此外，为了提高叶片的效率，通过改进空气动力学轮廓来改进叶片也是可能的。
在现有技术中已经描述了旨在改进高压涡轮的移动叶片的后缘处的冷却和空气动力学轮廓的解决方案。作为示例，法国专利申请FR 3 041 989 A1公开了通过三个不同的冷却区域来冷却高压涡轮叶片的后缘。法国专利申请FR 2 864 990 A1描述了用于改进高压涡轮叶片的后缘处的冷却空气排放槽的解决方案。
然而，仍然需要进一步提高涡轮叶片的后缘处的冷却效率，特别是保证涡轮叶片的机械强度并且使空气动力学效率最大化。特别地，在通过冷却槽来冷却后缘的情况下，槽之间的肋部几乎不受位于上游的冷却薄膜的影响，并且过大的温度梯度沿着肋部存在。
发明内容
因此，本发明的目的是至少部分地克服上述需求和与现有技术的实施例有关的缺点。
因此，根据本发明的一个方面，本发明的目的是一种涡轮机涡轮的叶片，该叶片旨在围绕旋转轴线安装，并且包括平台和轮叶，该平台特别地为内平台，该轮叶相对于旋转轴线在径向方向上延伸，该轮叶远离平台从内到外径向地延伸并且结束于顶部，该轮叶包括前缘和位于前缘的下游的后缘，并且该轮叶包括下表面壁和上表面壁，下表面壁和上表面壁各自将前缘连接到后缘，下表面壁和上表面壁在后缘处通过后缘圆角彼此连接，
叶片包括将冷却流供应到多个冷却出口的冷却腔，冷却出口特别地为冷却槽，冷却出口特别地大部分大致轴向地延伸，并且出现在后缘上，冷却出口沿着后缘设置在下表面壁和上表面壁中的一个上、在平台和顶部之间，两个相邻的冷却出口由肋部界定，该肋部特别地在上游端部和下游端部之间主要轴向地延伸，该上游端部径向地位于两个相邻的冷却出口之间，特别地与相邻的冷却出口的上游端部大致径向地对准，该下游端出现在后缘上，特别地与所述相邻的冷却出口的下游端部大致径向地对准，
其特征在于，至少一个冷却孔形成在至少一个肋部的厚度上、在上游端部和下游端部之间，和/或形成在后缘圆角的在至少一个肋部的特别地大致轴向地对准的轴向延伸部分的一部分的厚度上、在下游端部的下游，以确保叶片的内部和外部之间的冷却流的流体连通，以冷却所述至少一个肋部。
由于本发明，可以通过减少对叶片进行冷却，特别是对高压涡轮的移动叶片进行冷却所需的流量来减少涡轮发动机的燃料消耗，该叶片的使用寿命与集成了传统冷却回路的涡轮叶片相同。另外，与集成用于对后缘(例如后缘处的槽)进行冷却的传统解决方案的叶片相比，可以增加叶片，特别是高压涡轮叶片的使用寿命。
根据本发明的涡轮叶片可以进一步包括以下特征中的一个或多个，一个或多个特征被单独地采用或者以任何可能的技术组合。
所述至少一个冷却孔可以包括冷却孔，特别地包括钻孔，该钻孔优选地具有圆形和/或椭圆形横截面的形状，并且形成在后缘圆角的位于至少一个肋部的特别地大致轴向地对准的轴向延伸部分中的一部分的厚度上、在下游端部的下游，所述冷却孔的轴线特别地布置在所述至少一个肋部的中间轴线的延伸部分中，特别地仍然与所述至少一个肋部的中间轴线大致对准，中间轴线沿着肋部延伸。
特别地，所述冷却孔可以具有圆筒形部分，该圆筒形部分具有径向横截面尺寸，特别地具有直径，该直径优选地从叶片的内部到叶片的外部穿过后缘圆角的部分的壁大致恒定，特别地介于0.10mm至0.50mm之间。
所述冷却孔可以包括凹槽，该凹槽出现在后缘上，并且在冷却孔的圆筒形部分的延伸部分中向外扩张。
特别地，所述冷却孔可以具有圆筒形部分，该圆筒形部分具有径向横截面尺寸，特别地具有直径，该直径优选地大致恒定，特别地介于0.10mm至0.50mm之间，从叶片的内部到凹槽的入口穿过后缘圆角的部分的壁，该凹槽形成在后缘圆角的部分的壁内，并且在凹槽的出口处出现在叶片的外部。所述凹槽可以具有非零的轴向尺寸和径向尺寸，特别是可变的径向尺寸，该径向尺寸大于所述冷却孔的在凹槽的上游的径向尺寸。
此外，所述冷却孔的在凹槽的上游的径向尺寸与后缘圆角的直径之间的比值可以严格地在0.25至0.85的范围内。
此外，所述至少一个冷却孔可以包括冷却孔，特别地包括钻孔，冷却孔形成在至少一个肋部的厚度上、在上游端部和下游端部之间，钻孔特别地具有圆筒形的形状和/或具有圆筒形形状的第一部分和包括发散壁的喇叭形形状的第二部分。
所述冷却孔可以具有圆筒形的形状，冷却孔的横截面直径与肋部的径向尺寸的比值严格地介于0.20至0.85之间。另外，所述冷却孔相对于肋部的下游端部的轴向距离与肋部在肋部的上游端部和下游端部之间的轴向距离的比值可以严格地介于0.1至0.9之间。
此外，至少一个冷却孔可以形成在每个肋部的厚度上、在上游端部和下游端部之间，至少一个其他冷却孔可以形成在后缘圆角的位于每个肋部的特别地大致轴向地对准的轴向延伸部分中的一部分的厚度上、在下游端部的下游，以确保叶片的内部和外部之间的冷却流的流体连通，以冷却每个肋部。
此外，所述至少一个冷却孔可以包括多个冷却孔，每个冷却孔形成在肋部的厚度上、在上游端部和下游端部之间，和/或形成在后缘圆角的位于肋部的特别地大致轴向地对准的轴向延伸部分中的一部分的厚度上，冷却孔的径向节距可以介于冷却孔的径向尺寸，特别是冷却孔的直径的2倍至4倍之间，该径向节距对应于两个相邻的孔之间的径向尺寸，并且从孔的出口截面的中心到相邻的孔的出口截面的中心测量。
此外，肋部的径向节距可以介于肋部的径向尺寸，特别是肋部的宽度的2倍至8倍之间，该径向节距对应于两个径向相邻的肋部之间的径向尺寸，并且从肋部的中心到相邻的肋部的中心测量。
所述至少一个冷却孔可以进一步包括多个冷却孔，每个冷却孔形成在肋部的厚度上、在上游端部和下游端部之间，和/或形成在后缘圆角的位于肋部的特别地大致轴向地对准的轴向延伸部分中的一部分的厚度上，包括冷却孔的区域的径向高度可以介于轮叶的径向高度的10％至40％之间，该轮叶的径向高度对应于平台和顶部之间的轮叶的径向尺寸。包括冷却孔的区域可以是连续的或不连续的。在包括冷却孔的区域是不连续的情况下，该区域的径向高度可以对应于包括冷却孔的至少两个局部部分的径向高度的总和。
优选地，叶片可以是用于涡轮机，特别是高压涡轮的移动涡轮轮部的移动叶片。
此外，根据本发明的另一个方面，本发明的另一个目的是一种用于涡轮机的涡轮，其特征在于，该涡轮包括至少一个移动轮部，至少一个移动轮部包括多个如前所述的移动叶片，该涡轮优选地是高压涡轮。
另外，根据本发明的另一个方面，本发明的目的还是一种用于涡轮机的涡轮，其特征在于，该涡轮包括至少一个分配器，至少一个分配器包括多个如前所述的固定叶片，该涡轮优选地是高压涡轮。
此外，根据本发明的另一个方面，本发明的目的另外是一种涡轮机，其特征在于，该涡轮机包括至少一个如前所述的涡轮，该涡轮机优选地是双轴涡轮机。
根据本发明的叶片、涡轮和涡轮机可以包括说明书中所述的特征中的任何一个特征，所述特征单独地采用或者根据任何技术可行性与其他的特征相结合采用。
附图说明
通过阅读以下为本发明的实施方案的非限制性示例的详细说明，以及通过检查附图的示意图和局部图，本发明可被更好地理解，在附图中：
图1是适于实施本发明的涡轮风扇发动机的示例的轴向截面示意图，图2以透视图示出了如图1所示的涡轮喷气发动机的移动涡轮叶片的示例，图3A和图3B根据局部放大的侧视图示出了根据本发明的涡轮叶片的两个实施例，
图4以沿图3B的B-B截取的截面视图示意性地示出了图3B的涡轮的冷却孔的几何构型，以及
图5A、图5B、图6A和图6B以局部放大的侧视图示出了根据本发明的涡轮叶片的其它实施例。
在所有这些附图中，相同的附图标记可以表示相同或相似的元件。
另外，附图中示出的各个部分不一定按相同比例示出，以使附图更易读。
具体实施方式
在整个说明书中，注意到涡轮机1的轴线2被称为涡轮机的径向对称轴线(参见图1)。涡轮机1的轴向方向对应于涡轮机1的旋转轴线2。涡轮机1的径向方向为垂直于涡轮机1的轴线2的方向。此外，除非另有说明，形容词和副词轴向、径向、轴向地和径向地参照上述轴向方向和径向方向使用，术语内(或内部)和外(或外部)参照径向方向使用，使得一个元件的内部分比同一元件的外部分更靠近涡轮机1的轴线2。另外，注意到术语上游和下游是相对于涡轮机1的正常气流的主方向5(从上游到下游)来考虑。
图1示出了飞行器涡轮机1，飞行器涡轮机例如在此为涡轮风扇发动机和双轴涡轮喷气发动机，飞行器涡轮机具有中心纵向轴线2，飞行器涡轮机的各个部件围绕该中心纵向轴线延伸。该飞行器涡轮机沿着通过该涡轮机的气流的主方向5从上游到下游包括风扇3、低压压缩机4、高压压缩机6、燃烧室11、高压涡轮7和低压涡轮8。
通常，在空气穿过风扇之后，空气被分成中心的主流12a和围绕该主流的次级流12b。主流12a在主气流路径14a中流动，该主气流路径穿过压缩机4、6、燃烧室11和涡轮机7、8。进而，次级流12b在次级流路径14b中流动，该次级流路径由发动机壳体径向向外界定，由机舱9围绕。
通常，高压涡轮7具有交替移动的轮部和分配器。分配器包括多个固定叶片，移动轮部包括多个移动叶片18，如图2所示。
高压涡轮7的移动叶片18主要可以在后缘处通过形成在后缘圆角的厚度中的钻孔或通过冷却槽来冷却。
这两种冷却技术具有优点和缺点。因此，从热机械的角度来看，形成在后缘圆角的厚度中的钻孔具有良好的折衷。钻孔确保后缘处的受控热水平。然而，考虑到该区域中的材料的最小厚度，这需要限定相对厚的空气动力学轮廓的后缘，这会对空气动力学轮廓的空气动力学效率产生不利影响。此外，在后缘处的槽使得能够限定相对精细的空气动力学二面体。然而，从热的角度来看，槽的效率低于出现到后缘圆角的厚度中的钻孔的效率。实际上，在后缘槽的入口处排放以通过薄膜来冷却槽底部的空气在穿过槽底部时与主流路径的空气接触而加热。
作为示例，图2以透视图示出了涡轮的移动叶片18，例如，如先前参照图1所述的高压涡轮7的移动叶片。叶片18通过大致为枞树形状的配件15固定到涡轮转子(未示出)。
叶片18为由轮叶30形成的空气动力学表面的形状，该轮叶30在径向方向23上在叶片根部16和叶片顶部S之间径向地延伸，并且在前缘BA和后缘BF之间轴向地延伸。因此，叶片18的空气动力学表面限定了下表面壁20和上表面壁21。
叶片18的配件15在内平台28处连接到叶片根部16，该内平台限定了用于燃烧气体通过涡轮的流动路径的壁。
叶片18需要被冷却，该叶片承受通过涡轮的燃烧气体的高温。为此，以本身已知的方式，叶片18包括一个或多个内部冷却回路。每个冷却回路包括在叶片根部16和叶片顶部S之间径向地延伸的至少一个腔24。该腔在腔的径向端部中的一个径向端部处通过进气开口(未示出)供应冷却空气。该进气开口通常设置在叶片18的配件15处。为了排出在冷却回路的腔24中流动的冷却空气，在叶片根部16和叶片顶部S之间沿着后缘BF分布有多个槽25。这些排出槽25通到腔24中，并且出现在叶片18的下表面壁20处、叶片的后缘BF处。
为了改进后缘处的冷却并且获得移动叶片18的改进的空气动力学轮廓，本发明提出限定一种可伸缩构型，该可伸缩构型用于在后缘处喷射冷却空气，与空气动力学轮廓的后缘处的二面体相关联，空气动力学轮廓也可根据径向高度、根据局部热机械的需要伸缩，并且使空气动力学效率最大化。
特别地，在通过冷却槽25来冷却后缘BF的情况下，槽之间的肋部40几乎不受位于上游的冷却薄膜的影响，并且显著的温度梯度沿着肋部存在。
因此，图3A根据如图2所示的叶片18的局部放大透视图示出了根据本发明的第一示例性实施例。应当注意，对于这些图3B至图6B，不必再次描述结合图3A的示例描述的并且也适用于图3B至图6B的实施例的特征。
冷却槽25的几何形状在图3A中更精确地示出。每个冷却槽25包括凹入(或凹陷)壁32、径向内部凸缘(或台阶)34、径向外部凸缘(或台阶)36和侧壁38，该侧壁设置有通到冷却回路的腔24中的开口(未示出)。
径向内部凸缘是指布置在叶片根部16一侧的凸缘。类似地，径向外部凸缘是指布置在叶片顶部S一侧的凸缘。“径向内部”和“径向外部”的概念是相对于叶片延伸的径向方向来理解的。凹入壁32在径向内部凸缘34和径向外部凸缘36之间径向地延伸，并且在侧壁38和叶片的后缘BF之间轴向地延伸。此外，径向内部凸缘34和径向外部凸缘36在凹入壁32和轮叶30的空气动力学表面之间延伸。
因此，冷却槽25的这种特定几何形状确保了来自冷却回路的腔24的空气的引导，并使得能够冷却叶片的后缘BF，该后缘是叶片的最薄的部分，因此最容易暴露于燃烧气体的高温。
冷却槽25在下表面壁20上大致轴向地延伸并且出现在后缘BF上。肋部40位于两个径向相邻的槽25之间，该肋部在上游端部40a和下游端部40b之间大致轴向地延伸，该上游端部与径向相邻的冷却槽25的上游端部大致径向地对准，该下游端部与该径向相邻的冷却槽25的下游端部大致径向地对准。因此，叶片18包括冷却槽25之间的多个肋部40。
根据本发明，至少一个冷却孔41、42、43、44形成在至少一个肋部40的厚度上、在上游端部40a和下游端部40b之间，和/或形成在后缘圆角26的与至少一个肋部40大致轴向地对准的一部分Po的厚度上、在下游端部40b的下游，以确保叶片18的内部和外部之间的冷却流的流体连通，以冷却所述至少一个肋部40。
具体地，在图3A的实施例中，冷却孔41形成在后缘圆角26的部分Po的厚度上，每个部分与肋部40大致轴向地对准。
这些冷却孔41采取钻孔的形状，在此为圆形横截面的形状，但也可以是椭圆形横截面的形状，这些冷却孔形成在后缘圆角26的厚度上、在两个径向相邻的槽25之间，以确保承受高热负荷的区域的随后冷却。孔41的构型可以取决于轮叶30的热状况，并且可以与空气动力学轮廓的后缘BF的局部加厚相关联，以进行钻孔。
与仅由槽25冷却的叶片相比，存在孔41的本发明的解决方案使得能够通过泵送作用于后缘BF处的肋部40来进行更有效地冷却。根据为钻孔41保留的径向尺寸，特别是直径，可以实现后缘圆角26的半径的值的局部增加，例如与仅通过后缘处的冷却槽冷却的叶片的轮廓相比，后缘圆角的半径的值从20％增加到100％。
如图3A所示，孔41具有与肋部40的中间轴线AA大致对齐的钻孔轴线。然而，该钻孔轴线可以根据需要偏移，以特别地响应制造要求。
另外，孔41可以位于叶片18的径向高度H的全部或部分上，或者仅位于需要额外冷却的肋部40处。特别地，根据局部热机械需要，包括冷却孔41的区域的径向高度HP介于轮叶30的径向高度H的10％至40％之间，该径向高度对应于内平台28和顶部S之间的轮叶30的径向尺寸，如图2所示。应当注意，在径向高度H的较大百分比(例如介于30％至40％之间)上存在这种孔41有利于热机械阻力，因此有利于叶片18的使用寿命，但不利于叶片的空气动力学性能。
在图3A的示例中，冷却孔41具有从叶片18的内部到叶片18的外部穿过后缘圆角26的部分Po的壁的恒定直径d，该恒定直径特别地介于0.10mm至0.50mm之间。
在图3B的示例中，冷却孔42具有从叶片18的内部到凹槽42g的入口穿过后缘圆角26的部分Po的壁的恒定直径d，该恒定直径特别地介于0.10mm至0.50mm之间。
这些凹槽42g根据图3B的B-B在图3B中以透视图示出，在图4中以截面图示出。每个凹槽42g形成在后缘圆角26的每个部分Po的壁内，并且在凹槽的出口处出现在叶片18的外部。每个凹槽42g具有非零的轴向尺寸、在凹槽的底部处的径向尺寸d’和在凹槽的出口处的径向尺寸D，该径向尺寸d’大于每个孔42的在凹槽42g的上游的直径d，该径向尺寸D大于在凹槽的底部处的径向尺寸d’。更具体地，根据图4，验证了以下关系：d<d’<D。此外，在凹槽的出口处的径向尺寸D(被称为凹槽42g的直径)严格地介于在凹槽42g的上游的直径d至后缘圆角DBF的直径之间，即d<D<DBF，如图3B所示。
优选地，每个冷却孔42的在凹槽42g的上游的直径d与后缘圆角26的直径DBF之间的比值严格地在0.25至0.85的范围内。换言之，0.25·DBF<d<0.85·DBF。
此外，如图3B所示，冷却孔41、42的径向节距p介于孔41、42的直径d的2倍至4倍之间，该径向节距对应于两个径向相邻的孔之间的径向尺寸，并且从孔的出口截面的中心到径向相邻的孔的出口截面的中心测量。此外，肋部40的径向节距可以介于肋部40的宽度e的2倍至8倍之间，该径向节距对应于两个径向相邻的肋部40之间的径向尺寸，并且从肋部的中心到相邻的肋部的中心测量。
图5A示出了根据本发明的另一个实施例，其中，冷却孔43形成在肋部40的厚度上、在上游端部40a和下游端部40b之间。
这些孔43可以由钻孔形成，并且如图5A所示具有圆筒形的形状，或者甚至具有包括圆筒形形状的第一部分和喇叭形形状的第二部分(第二部分包括发散壁)的形状(“后置扇形孔”型冷却孔)，在如图5B的示例中具有冷却孔44。
在图5A和5B的情况下，用于对肋部40进行冷却的优选的冷却模式是薄膜冷却，而在图3A和3B的情况下，用于对肋部40进行冷却的优选的冷却模式是泵送冷却。
在图5A的示例中，每个冷却孔43具有圆筒形的形状，冷却孔的横截面直径d与肋部40的径向尺寸e(即肋部40的宽度)的比值严格地介于0.20至0.85之间。换言之，以下关系成立：0.20·e<d<0.85·e。
另外，孔43相对于每个肋部40的下游端部40b的定位取决于气动热和制造能力。特别地，每个冷却孔43相对于肋部40的下游端部40b的轴向距离l(即钻孔相对于肋部的端部的距离)与肋部40在肋部的上游端部40a和下游端部40b之间的轴向距离L(即肋部的长度)的比值严格地介于0.1至0.9之间。换言之，以下关系成立：0.1·L<l<0.9·L。
此外，可以结合前述参照图3A、图3B、图5A和图5B描述的示例。
例如，图6A的示例结合了图3A和图4A的实施例，图6B的示例结合了图3B和图5B的实施例。因此，在图6A和图6B中，获得了将泵送冷却和薄膜冷却结合的实施例。当然，根据任何设计约束，所有其他的组合是可能的。特别地，在图5A和图5B的示例中的孔43、44的位置可以在上游端部40a和下游端部40b之间可变。例如，孔43、44的位置可以在这些端部40a和40b之间居中，或者位于靠近下游端部40b，即靠近槽25的出口处。
当然，本发明不限于刚刚已经描述的实施例。本领域技术人员可以对本发明进行各种修改。

Claims (10)

1.一种涡轮机涡轮(7)的叶片(18)，所述叶片旨在围绕旋转轴线(2)安装，并且包括平台(28)和轮叶(30)，所述轮叶相对于所述旋转轴线(2)在径向方向(23)上延伸，所述轮叶远离所述平台(28)从内到外径向地延伸并且结束于顶部(S)，所述轮叶(30)包括前缘(BA)和后缘(BF)，所述后缘(BF)位于所述前缘(BA)的下游，并且所述轮叶(30)包括下表面壁(20)和上表面壁(21)，所述下表面壁和所述上表面壁各自将所述前缘(BA)连接到所述后缘(BF)，所述下表面壁(20)和所述上表面壁(21)在所述后缘(BF)处通过后缘圆角(26)彼此连接，
所述叶片(18)包括将冷却流供应到多个冷却出口(25)的冷却腔(24)，所述冷却出口出现在所述后缘(BF)上，所述冷却出口(25)沿着所述后缘(BF)设置在所述下表面壁(20)和所述上表面壁(21)中的一个上、在所述平台(28)和所述顶部(S)之间，两个径向相邻的冷却出口(25)由肋部(40)界定，所述肋部在上游端部(40a)和下游端部(40b)之间延伸，所述上游端部径向地位于所述两个径向相邻的冷却出口(25)之间，所述下游端部出现在所述后缘(BF)上，
其特征在于，至少一个冷却孔(41，42，43，44)形成在至少一个肋部(40)的厚度上、在所述上游端部(40a)和所述下游端部(40b)之间，和/或形成在所述后缘圆角(26)的在至少一个肋部(40)的轴向延伸部分中的一部分(Po)的厚度上、在所述下游端部(40b)的下游，以确保所述叶片(18)的内部和外部之间的冷却流的流体连通，以冷却所述至少一个肋部(40)。
2.根据权利要求1所述的叶片，其特征在于，所述至少一个冷却孔(41，42，43，44)形成在所述后缘圆角(26)的位于至少一个肋部(40)的轴向延伸部分中的一部分(Po)的厚度上、在所述下游端部(40b)的下游，并且包括钻孔(41，42)，所述钻孔优选地具有圆形和/或椭圆形横截面的形状，所述冷却孔(41，42)的轴线特别地布置在所述至少一个肋部(40)的中间轴线(AA)的延伸部分中，所述中间轴线(AA)沿着所述肋部(40)延伸。
3.根据权利要求2所述的叶片，其特征在于，所述冷却孔(41)具有圆筒形部分，所述圆筒形部分具有径向横截面尺寸(d)，特别地具有直径(d)，所述直径介于0.10mm至0.50mm之间。
4.根据权利要求3所述的叶片，其特征在于，所述冷却孔(42)包括凹槽(42g)，所述凹槽出现在所述后缘(26)上，并且在所述冷却孔(41)的所述圆筒形部分的延伸部分中向外扩张。
5.根据权利要求4所述的叶片，其特征在于，所述冷却孔(42)的在所述凹槽(42g)的上游的径向尺寸(d)与所述后缘圆角(26)的直径(DBF)之间的比值严格地在0.25至0.85的范围内。
6.根据前述权利要求中任一项所述的叶片，其特征在于，所述至少一个冷却孔(43，44)包括冷却孔(43，44)，优选地包括钻孔，所述冷却孔形成在至少一个肋部(40)的厚度上、在所述上游端部(40a)和所述下游端部(40b)之间，所述钻孔具有圆筒形的形状和/或具有圆筒形形状的第一部分和包括发散壁的喇叭形形状的第二部分。
7.根据权利要求6所述的叶片，其特征在于，所述冷却孔(43)具有圆筒形的形状，所述冷却孔的横截面直径(d)与所述肋部(40)的径向尺寸(e)的比值严格地介于0.20至0.85之间，和/或所述冷却孔(43)相对于所述肋部(40)的所述下游端部(40b)的轴向距离(l)与所述肋部(40)的在所述肋部的所述上游端部(40a)和所述下游端部(40b)之间的轴向距离(L)的比值严格地介于0.1至0.9之间。
8.根据前述权利要求中任一项所述的叶片，其特征在于，所述叶片是用于涡轮机，特别是高压涡轮的移动涡轮轮部(7)的移动叶片(18)。
9.一种用于涡轮机的涡轮(7)，其特征在于，所述涡轮包括至少一个移动轮部，所述至少一个移动轮部包括多个根据前述权利要求中任一项所述的移动叶片(18)，所述涡轮优选地是高压涡轮。
10.一种涡轮机(1)，其特征在于，所述涡轮机包括至少一个根据权利要求9所述的涡轮，所述涡轮机优选地是双轴涡轮机。
CN202180030351.5A 2020-03-18 2021-03-09 包括在具有冷却孔的冷却出口之间的肋部的涡轮叶片 Pending CN115443369A (zh)

Applications Claiming Priority (3)

Application Number Priority Date Filing Date Title
FR2002647 2020-03-18
FR2002647A FR3108364B1 (fr) 2020-03-18 2020-03-18 Aube de turbine comportant des nervures entre des sorties de refroidissement avec des orifices de refroidissement
PCT/FR2021/050393 WO2021186122A1 (fr) 2020-03-18 2021-03-09 Aube de turbine comportant des nervures entre des sorties de refroidissement avec des orifices de refroidissement

Publications (1)

Publication Number Publication Date
CN115443369A true CN115443369A (zh) 2022-12-06

Family

ID=71661995

Family Applications (1)

Application Number Title Priority Date Filing Date
CN202180030351.5A Pending CN115443369A (zh) 2020-03-18 2021-03-09 包括在具有冷却孔的冷却出口之间的肋部的涡轮叶片

Country Status (5)

Country Link
US (1) US11753945B2 (zh)
EP (1) EP4107368A1 (zh)
CN (1) CN115443369A (zh)
FR (1) FR3108364B1 (zh)
WO (1) WO2021186122A1 (zh)

Family Cites Families (10)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US6174134B1 (en) * 1999-03-05 2001-01-16 General Electric Company Multiple impingement airfoil cooling
EP1213442B1 (en) * 2000-12-05 2009-03-11 United Technologies Corporation Rotor blade
US6607356B2 (en) * 2002-01-11 2003-08-19 General Electric Company Crossover cooled airfoil trailing edge
FR2864990B1 (fr) 2004-01-14 2008-02-22 Snecma Moteurs Perfectionnements apportes aux fentes d'evacuation de l'air de refroidissement d'aubes de turbine haute-pression
US8096770B2 (en) * 2008-09-25 2012-01-17 Siemens Energy, Inc. Trailing edge cooling for turbine blade airfoil
US9422816B2 (en) * 2009-06-26 2016-08-23 United Technologies Corporation Airfoil with hybrid drilled and cutback trailing edge
US20130302176A1 (en) * 2012-05-08 2013-11-14 Robert Frederick Bergholz, JR. Turbine airfoil trailing edge cooling slot
DE102013217882A1 (de) 2013-09-06 2015-03-12 Sgl Carbon Se Elektrodensubstrat aus Kohlenstofffasern
CA2935398A1 (en) * 2015-07-31 2017-01-31 Rolls-Royce Corporation Turbine airfoils with micro cooling features
FR3041989B1 (fr) 2015-10-06 2020-04-17 Safran Aircraft Engines Aube comportant un bord de fuite comprenant trois regions de refroidissement distinctes

Also Published As

Publication number Publication date
FR3108364B1 (fr) 2022-03-11
US11753945B2 (en) 2023-09-12
EP4107368A1 (fr) 2022-12-28
FR3108364A1 (fr) 2021-09-24
US20230098861A1 (en) 2023-03-30
WO2021186122A1 (fr) 2021-09-23

Similar Documents

Publication Publication Date Title
US8118553B2 (en) Turbine airfoil cooling system with dual serpentine cooling chambers
CN107448300B (zh) 用于涡轮发动机的翼型件
US8281604B2 (en) Divergent turbine nozzle
US8668453B2 (en) Cooling system having reduced mass pin fins for components in a gas turbine engine
EP1826361B1 (en) Gas turbine engine aerofoil
JP4311919B2 (ja) ガスタービンエンジン用のタービン翼形部
EP3124743B1 (en) Nozzle guide vane and method for forming a nozzle guide vane
JP6345319B1 (ja) タービン翼及びガスタービン
US10830057B2 (en) Airfoil with tip rail cooling
US20180051566A1 (en) Airfoil for a turbine engine with a porous tip
KR20210103391A (ko) 에어포일에서 충돌 공기를 재사용하기 위한 충돌 인서트, 충돌 인서트를 포함하는 에어포일, 터보머신 구성요소, 및 이를 포함하는 가스 터빈
US11346231B2 (en) Turbine rotor blade and gas turbine
US11773727B2 (en) Turbine blade comprising three types of orifices for cooling the trailing edge
EP3453831B1 (en) Airfoil having contoured pedestals
CN108691571B (zh) 具有流动增强器的发动机部件
US10655478B2 (en) Turbine blade and gas turbine
CN107208488A (zh) 具有集成的翼型件和平台冷却的涡轮机翼型件冷却系统
US20180051571A1 (en) Airfoil for a turbine engine with porous rib
CN115443369A (zh) 包括在具有冷却孔的冷却出口之间的肋部的涡轮叶片
US20190301286A1 (en) Airfoils for gas turbine engines
US11713683B2 (en) Turbine blade and method for manufacturing the turbine blade
CN110678627B (zh) 具有改进结构的涡轮机叶片
CN110546348B (zh) 具有改进结构的涡轮机叶片
EP4130433A1 (en) Hybrid supply configuration for axially flowing high internal mach number baffles
EP3159482B1 (en) Blade assembly , corresponding rotor assembly and gas turbine engine

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