CN117489420A - 具有经由充气室联接到膜冷却孔的前缘冷却通道的涡轮翼型件以及相关方法 - Google Patents

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易卜拉欣·塞泽
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Abstract

一种涡轮翼型件(152,162)，该涡轮翼型件包括主体(148,164)，该主体包括限定压力侧(154,168)、吸力侧(156,170)和在该压力侧与该吸力侧之间延伸的前缘(158,172)的壁(150,166)。该主体(148,164)的壁(150,166)内的冷却回路(180)包括以下各项中的至少一项：a)吸力侧至压力侧冷却子回路(182)和多个第一膜冷却孔(214)，该吸力侧至压力侧冷却子回路包括第一冷却通道(200)，该第一冷却通道从该吸力侧(156,170)围绕该前缘(158,172)延伸到该压力侧(154,168)，并且延伸到该第一充气室(186)，该多个第一膜冷却孔与该第一充气室(186)连通并且延伸穿过该压力侧(154,168)上的壁(150,166)；和b)压力侧至吸力侧冷却子回路(184)和多个第二膜冷却孔(234)，该压力侧至吸力侧冷却子回路包括第二冷却通道(202)，该第二冷却通道从压力侧(154,168)围绕该前缘(158,172)延伸至该吸力侧(156,170)，并且延伸到该第二充气室(188)，该多个第二膜冷却孔与该第二充气室(188)连通并且延伸穿过该吸力侧(156,170)上的壁(150,166)。

Description

具有经由充气室联接到膜冷却孔的前缘冷却通道的涡轮翼型 件以及相关方法
关于联邦资助的研究的声明
本发明在能源部授予的拨款号DE-FE0031611下由政府支持完成。政府对本发明享有一定的权利。
技术领域
本公开总体上涉及涡轮机，并且更具体地涉及一种在前缘中具有冷却通道的涡轮翼型件，该冷却通道将前缘周围的冷却剂传送到充气室并且然后传送到膜冷却孔。还提供了一种包括翼型件的涡轮喷嘴和一种冷却翼型件的相关方法。
背景技术
涡轮翼型件的前缘通常利用翼型件的前缘中一组向外导向的冷却孔来进行冷却。冷却孔经由冷却通道流体联接到翼型件的主体中的冷却剂源。冷却孔的位置会影响有效地冷却前缘所需的冷却剂的量。通过改进冷却剂输送系统来减少冷却剂体积将对气体涡轮效率和输出产生积极影响。
发明内容
下文提到的所有方面、示例和特征可以以任何技术上可能的方式组合。
本公开的一个方面提供了一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包括：主体，该主体包括限定压力侧、吸力侧和在该压力侧与该吸力侧之间延伸的前缘的壁；和该主体的壁内的冷却回路，该冷却回路包括以下各项中的至少一项：a)吸力侧至压力侧冷却子回路，该吸力侧至压力侧冷却子回路包括至少一个第一冷却通道和多个第一膜冷却孔，该至少一个第一冷却通道在该主体的壁内围绕该前缘从该吸力侧延伸至该压力侧，并且延伸至限定在该压力侧上的壁中的第一充气室，该多个第一膜冷却孔与该第一充气室流体连通并且延伸穿过该压力侧上的壁，其中，来自第一冷却剂源的第一冷却剂在该至少一个第一冷却通道和该第一充气室中流动并且通过该多个第一膜冷却孔流出；和b)压力侧至吸力侧冷却子回路，该压力侧至吸力侧冷却子回路包括至少一个第二冷却通道和多个第二膜冷却孔，该至少一个第二冷却通道在该主体的壁内围绕该前缘从该压力侧延伸至该吸力侧，并且延伸至限定在该吸力侧上的壁中的第二充气室，该多个第二膜冷却孔与该第二充气室流体连通并且延伸穿过该吸力侧上的壁，其中，来自第二冷却剂源的第二冷却剂在该至少一个第二冷却通道和该第二充气室中流动并且通过该多个第二膜冷却孔流出。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且冷却回路包括压力侧至吸力侧冷却子回路和吸力侧至压力侧冷却子回路两者。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该至少一个第一冷却通道包括多个第一冷却通道并且该至少一个第二冷却通道包括多个第二冷却通道，并且其中，该多个第一冷却通道与该多个第二冷却通道沿着该翼型件的前缘径向地交替。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，以及以下中的至少一者：a)该多个第一膜冷却孔包括具有比该至少一个第一冷却通道更小的横截面积的部分，从而在该第一充气室和该至少一个第一冷却通道中产生背压；和b)该多个第二膜冷却孔包括具有比该至少一个第二冷却通道更小的横截面积的部分，从而在该第二充气室和该至少一个第二冷却通道中产生背压。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该至少一个第一冷却通道和该至少一个第二冷却通道各自具有不大于0.1平方毫米的平均横截面积。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该第一冷却剂源和该第二冷却剂源在该主体内由分隔壁流体地分隔。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，以及以下中的至少一者：a)该多个第一膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔在该主体中处于与该至少一个第一冷却通道不同的径向位置处，以及b)该多个第二膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔在该主体中处于与该至少一个第二冷却通道不同的径向位置处。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，以及以下中的至少一者：a)该多个第一膜冷却孔包括数量与该至少一个第一冷却通道的数量不同的冷却孔，以及b)该多个第二膜冷却孔包括数量与该至少一个第二冷却通道的数量不同的冷却孔。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该第一充气室和该第二充气室中的至少一个充气室具有不一致的横截面积。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该主体在其径向内端处联接到径向内平台，并且在其径向外端处联接到径向外平台，从而形成涡轮喷嘴。
本公开的另一方面包括一种涡轮喷嘴，包括：翼型件主体，该翼型件主体包括限定压力侧、吸力侧和在该压力侧与该吸力侧之间延伸的前缘的壁；径向内平台和径向外平台，该径向内平台在翼型件主体的径向内端处联接到该翼型件主体，该径向外平台在翼型件主体的径向外端处联接到该翼型件主体；和该主体的壁内的冷却回路，该冷却回路包括以下各项中的至少一项：a)吸力侧至压力侧冷却子回路，该吸力侧至压力侧冷却子回路包括至少一个第一冷却通道和多个第一膜冷却孔，该至少一个第一冷却通道在该主体的壁内围绕该前缘从该吸力侧延伸至该压力侧，并且延伸至限定在该压力侧上的壁中的第一充气室，该多个第一膜冷却孔与该第一充气室流体连通并且延伸穿过该压力侧上的壁，其中，来自第一冷却剂源的第一冷却剂在该至少一个第一冷却通道和该第一充气室中流动并且通过该多个第一膜冷却孔流出；和b)压力侧至吸力侧冷却子回路，该压力侧至吸力侧冷却子回路包括至少一个第二冷却通道和多个第二膜冷却孔，该至少一个第二冷却通道在该主体的壁内围绕该前缘从该压力侧延伸至该吸力侧，并且延伸至限定在该吸力侧上的壁中的第二充气室，该多个第二膜冷却孔与该第二充气室流体连通并且延伸穿过该吸力侧上的壁，其中，来自第二冷却剂源的第二冷却剂在该至少一个第二冷却通道和该第二充气室中流动并且通过该多个第二膜冷却孔流出。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该冷却回路包括该压力侧至吸力侧冷却子回路和该吸力侧至压力侧冷却子回路两者，并且其中，该至少一个第一冷却通道包括多个第一冷却通道并且该至少一个第二冷却通道包括多个第二冷却通道，并且其中，该多个第一冷却通道与该多个第二冷却通道沿着该翼型件的前缘径向地交替。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，以及以下中的至少一者：a)该多个第一膜冷却孔包括具有比该至少一个第一冷却通道更小的横截面积的部分，从而在该第一充气室和该至少一个第一冷却通道中产生背压；和b)该多个第二膜冷却孔包括具有比该至少一个第二冷却通道更小的横截面积的部分，从而在该第二充气室和该至少一个第二冷却通道中产生背压。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该第一冷却剂源和该第二冷却剂源在该主体内由分隔壁流体地分隔。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，以及以下中的至少一者：a)该多个第一膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔在该翼型件主体中处于与该至少一个第一冷却通道不同的径向位置处，以及b)该多个第二膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔在该翼型件主体中处于与该至少一个第二冷却通道不同的径向位置处。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，以及以下中的至少一者：a)该多个第一膜冷却孔包括数量与该至少一个第一冷却通道的数量不同的冷却孔，以及b)该多个第二膜冷却孔包括数量与该至少一个第二冷却通道的数量不同的冷却孔。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且该第一充气室和该第二充气室中的至少一个充气室具有不一致的横截面积。
本公开的一个方面包括一种冷却涡轮翼型件的方法，该方法包括：在包括主体的涡轮翼型件中，该主体包括限定压力侧、吸力侧和在该压力侧与该吸力侧之间延伸的前缘的壁，执行以下各项中的至少一项：a)在至少一个第一冷却通道内部，使第一冷却剂从该吸力侧中的第一冷却剂源围绕该前缘流动到第一充气室，然后流动到穿过该压力侧上的壁的多个第一膜冷却孔；以及b)在至少一个第二冷却通道内，使来自第二冷却剂源的第二冷却剂从该压力侧围绕该前缘流动到第二充气室，然后通过该吸力侧上的壁流动到多个第二膜冷却孔。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且执行包括执行a)和b)两者，并且其中，该至少一个第一冷却通道包括多个第一冷却通道并且该至少一个第二冷却通道包括多个第二冷却通道，并且其中，该多个第一冷却通道与该多个第二冷却通道沿着该翼型件的前缘径向地交替。
本公开的另一方面包括前述方面中的任一方面，并且还包括在以下至少一者中产生背压：a)该第一充气室和该至少一个第一冷却通道，通过为该多个第一膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔提供具有比该至少一个第一冷却通道更小的横截面积的部分；以及b)该第二充气室和该至少一个第二冷却通道，通过为该多个第二膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔提供具有比该至少一个第二冷却通道更小的横截面积的部分。
本公开中描述的两个或更多个方面(包括本概述部分中描述的那些方面)可以组合以形成本文未具体描述的实施方案。
在以下附图和描述中阐述一个或多个具体实施的细节。根据说明书和附图以及权利要求书，其他特征、目的和优点将是显而易见的。
附图说明
从结合描绘本公开的各种实施方案的附图的对本公开的各个方面的以下详细描述，将更容易理解本公开的这些和其他特征，其中：
图1示出了气体涡轮系统的形式的例示性涡轮机的简化剖视图；
图2示出了可以与图1中的气体涡轮系统一起使用的例示性涡轮区段的剖视图；
图3示出了可以采用本公开的实施方案的类型的涡轮旋转叶片的侧透视图；
图4示出了可以采用本公开的实施方案的类型的涡轮喷嘴的侧透视图；
图5A示出了可以采用本公开的实施方案并且包括第一冷却子回路的类型的涡轮喷嘴的前透视图；
图5B示出了可以采用本公开的实施方案并且包括第二冷却子回路的类型的涡轮喷嘴的前透视图；
图5C示出了其中可采用本公开的实施方案并且包括第一冷却子回路和第二冷却子回路两者的类型的涡轮喷嘴的前透视图；
图6示出了根据本公开的实施方案的沿着图5A和图5C中的视线A-A通过第一冷却通道的涡轮翼型件的剖视图；
图7示出了根据本公开的实施方案的沿着图5B和图5C中的视线B-B通过第二冷却通道的涡轮翼型件的剖视图；
图8示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图5A和图5C中的视线A-A通过第一冷却通道的涡轮翼型件的剖视图；
图9示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图5B和图5C中的视线B-B通过第二冷却通道的涡轮翼型件的剖视图；
图10示出了根据本公开的另一实施方案的冷却通道、充气室和膜冷却孔的放大示意性剖视图；
图11示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图5A至图5C中的视线C-C通过第一冷却通道的涡轮翼型件的剖视图；
图12示出了根据本公开的另一实施方案的涡轮翼型件的示意性前视图，该涡轮翼型件包括通过充气室联接到相应的多个膜冷却孔的第一冷却通道和第二冷却通道；
图13示出了根据本公开的实施方案的涡轮翼型件的主体中的例示性膜冷却孔的侧视图；
图14示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图5A和图5C中的视线A-A通过第一冷却通道的涡轮翼型件的剖视图；
图15示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图5B和图5C中的视线B-B通过第二冷却通道的涡轮翼型件的剖视图；
图16示出了根据本公开的另一实施方案的涡轮翼型件的示意性前视图，该涡轮翼型件包括通过充气室联接到相应的多个膜冷却孔的第一冷却通道和第二冷却通道；
图17示出了根据本公开的其他实施方案的涡轮翼型件的示意性前视图，该涡轮翼型件包括通过充气室联接到多个膜冷却孔的第一冷却通道和第二冷却通道；并且
图18示出了根据本公开的其他实施方案的涡轮翼型件的示意性前视图，该涡轮翼型件包括通过充气室联接到相应的多个膜冷却孔的第一冷却通道和第二冷却通道。
应当注意，本公开的附图未必按比例绘制。附图旨在仅描绘本公开的典型方面，并且因此不应当被视为限制本公开的范围。在附图中，类似的编号表示附图之间的类似的元件。
具体实施方式
首先，为了清楚地描述当前公开的主题，当提及和描述涡轮机内的相关机器部件时，将有必要选择某些术语。在可能范围内，通用行业术语将以与术语的接受含义一致的方式来使用和采用。除非另有说明，否则应当对此类术语给出与本申请的上下文和所附权利要求书的范围一致的广义解释。本领域的普通技术人员将了解，通常可以使用若干不同或重叠术语来引用特定部件。在本文中可描述为单个零件的物体可以包括多个部件并且在另一个上下文中被引用为由多个部件组成。另选地，本文中可描述为包括多个部件的物体可在别处称为单个零件。
此外，本文中可能会定期使用若干描述性术语，并且在本节开始时定义这些术语应当证明是有帮助的。除非另有说明，否则这些术语以及其定义如下。如本文所用，“下游”和“上游”是指示相对于流体流动的方向的术语，诸如通过涡轮引擎的工作流体，或者例如通过燃烧器的空气流或通过涡轮的部件系统之一的冷却剂。术语“下游”对应于流体流动的方向，并且术语“上游”是指与流动(即流动发出的方向)相反的方向。在没有任何进一步细节的情况下，术语“前”和“后”是指方向，其中“前”是指引擎的前端或压缩机端，并且“后”是指涡轮机的后侧区段。
通常需要描述相对于中心轴线设置在不同径向位置的零件。术语“径向”是指垂直于轴线的移动或位置。例如，如果第一部件比第二部件更靠近轴线，则本文将说明第一部件沿第二部件“径向向内”或在第二部件的“内侧”。另一方面，如果第一部件比第二部件更远离轴线驻留，则本文可以说明第一部件是第二部件的“径向向外”或“外侧”。术语“轴向”是指平行于例如涡轮的轴线的移动或位置。最后，术语“周向”是指围绕轴线的移动或位置。应当理解，此类术语可以相对于涡轮机的中心轴线应用。
此外，在本文中可以有规律地使用若干描述性术语，如下所述。术语“第一”、“第二”和“第三”可以可互换地使用，以将一个部件与另一个部件区分开，并且不旨在表示单独部件的位置或重要性。
本文使用的术语仅用于描述特定实施方案的目的并且不旨在限制本公开。如本文所用，单数形式“一个”、“一种”和“该”旨在也包括复数形式，除非上下文另有明确地指出。将进一步理解，当在说明书中使用时，术语“包括”和/或“包含”指定存在陈述特征、整数、步骤、操作、元件和/或部件，但是不排除存在或添加一个或多个其他特征、整数、步骤、操作、元件、部件和/或它们的组。“任选的”或“任选地”意指随后描述的事件或情况可以发生或可以不发生，或者随后描述的部件或元件可以存在或可以不存在，并且该描述包括事件发生或部件存在的情况和事件不发生或部件不存在的情况。
在元件或层被称为“处于另一个元件或层上”、“接合到另一个元件或层”、“连接到另一个元件或层”或“联接到另一个元件或层”的情况下，它可直接处于另一元件或层上、接合到另一元件或层、连接到另一元件或层或联接到另一元件或层，或者可存在居间元件或层。相比之下，当元件被称为“直接在……上”、“直接接合到”、“直接连接到”或“直接联接到”另一个元件或层时，可不存在居间元件或层。用于描述元件之间关系的其他词语应以类似的方式解释(例如，“在……之间”与“直接在……之间”，“相邻”与“直接相邻”等)。如本文所用，术语“和/或”包括一个或多个相关联的所列项目的任何和所有组合。
如上所述，本公开提供了一种包括主体的涡轮翼型件，该主体包括限定压力侧、吸力侧和在压力侧与吸力侧之间延伸的前缘的壁。主体的壁内的冷却回路可包括吸力侧至压力侧(SS至PS)冷却子回路，该吸力侧至压力侧冷却子回路包括至少一个第一冷却通道，该至少一个第一冷却通道在主体的壁内围绕前缘从吸力侧延伸至压力侧，并且延伸至限定在压力侧上的壁中的第一充气室。SS至PS冷却子回路还可以包括与第一充气室流体连通并且延伸穿过压力侧上的壁的多个第一膜冷却孔。来自第一冷却剂源的第一冷却剂在第一冷却通道中流动，进入第一充气室并且通过多个第一膜冷却孔流出。
作为SS至PS冷却子回路的替代方案，或除此之外，冷却回路可包括压力侧至吸力侧(PS至SS)冷却子回路，该压力侧至吸力侧(PS至SS)冷却子回路包括至少一个第二冷却通道，该至少一个第二冷却通道在主体的壁内围绕前缘从压力侧延伸至吸力侧，并且延伸至限定在吸力侧的壁上的第二充气室。PS至SS冷却子回路还可以包括与第二充气室流体连通并且延伸穿过压力侧上的壁的多个第二膜冷却孔。来自第二冷却剂源的第二冷却剂在至少一个第二冷却通道中流动，进入第二充气室并且通过多个第二膜冷却孔流出。还提供了一种包括翼型件的涡轮喷嘴以及一种用于冷却翼型件的相关方法。
可能在相反方向上传送冷却剂的冷却通道减少了冷却前缘所需的冷却剂的量，因为冷却剂沿着相对较长的冷却通道吸收更多的热量。另外，由于冷却通道使冷却剂围绕翼型件的前缘流动，所以冷却剂可通过成形膜冷却孔排出，该成形膜冷却孔提供更好的覆膜并且实现从前缘向下游的进一步冷却。充气室提供冷却通道与膜冷却孔之间的流体联接，从而防止在前缘中出现开口的情况下吸入工作流体。
图1示出了例示性工业机器的示意图，该工业机器的涡轮翼型件可包括根据本公开教导内容的冷却回路。在该示例中，该机器包括燃气或气体涡轮系统形式的涡轮机100。涡轮机100包括压缩机102和燃烧器104。燃烧器104包括燃烧区域106和燃料喷嘴组件108。涡轮机100还包括涡轮110(即，“膨胀涡轮”)和普通压缩机/涡轮轴112(有时称为转子112)。
在一个实施方案中，涡轮机100为7HA.03引擎，可从南卡罗来纳州的格林维尔(Greenville,S.C)的General Electric Company商购获得。本公开不限于任一种特定的GT系统，并且可以与其他发动机一起实现，包括例如General Electric Company的HA、F、B、LM、GT、TM和E级发动机型，以及其他公司的发动机型。此外，本公开不限于任何特定的涡轮或涡轮机，并且可以适用于例如蒸汽涡轮机、喷气发动机、压缩机、涡轮风扇等中的涡轮翼型件。
在操作中，空气流过压缩机102，并且压缩空气被供应给燃烧器104。具体地，压缩空气供应到燃料喷嘴组件108，该燃料喷嘴组件与燃烧器104成一整体。组件108与燃烧区域106流体连通。燃料喷嘴组件108还与燃料源(未示出)流体连通并将燃料和空气引导到燃烧区域106。燃烧器104点燃并且燃烧燃料以产生燃烧产物的气体流。燃烧器104与涡轮组件110流体连通，其中气体流热能被转换成机械旋转能量。涡轮组件110包括涡轮111，其可旋转地联接到转子112并驱动该转子。压缩机102也可旋转地联接到转子112。在例示性实施方案中，存在多个燃烧器104和燃料喷嘴组件108。
图2示出了涡轮机100(图1)的例示性涡轮组件110的剖视图，其可以与图1中的气体涡轮系统一起使用。涡轮组件110的涡轮111包括联接到涡轮机100的固定壳体122的一排或一级喷嘴120和轴向相邻的一排或一级旋转叶片124。喷嘴126(也称为静叶)可通过径向外平台128和径向内平台130保持在涡轮组件110中。涡轮组件110中的每级叶片124包括旋转叶片132，该旋转叶片联接到转子112并与转子一起旋转。旋转叶片132可包括联接到转子112的径向内平台134(在叶片的根部处)和径向外尖端136(在叶片的尖端处)。护罩138可分离相邻级的喷嘴126和旋转叶片132。工作流体140(包括例如示例性气体涡轮中的燃烧气体)沿着被称为热气体路径(下文简称为“HGP”)的路径穿过涡轮111。HGP可以为暴露于高温的涡轮111的任何区域。在示例性涡轮111中，喷嘴126和叶片132，包括其相应的翼型件，都是可受益于本公开教导内容的涡轮部件的示例。
图3至图4示出了可采用本公开的教导内容的包括翼型件的示例性涡轮部件的侧透视图。
图3示出了可采用本公开的实施方案的类型的涡轮旋转叶片132的侧透视图。涡轮旋转叶片132包括根部142，旋转叶片132通过该根部附接到转子112(图2)。根部142可包括燕尾榫144，该燕尾榫被构造成安装在转子112(图2)的转子轮146(图2)的周边中的对应燕尾槽中。应当理解，翼型件152是旋转叶片132的活动部件，其拦截工作流体的流动并引起转子轮146旋转。
可以看出，旋转叶片132的翼型件152包括主体148，该主体包括限定压力侧154、吸力侧156以及在压力侧154与吸力侧156之间延伸的前缘158和后缘160的壁150。更具体地，压力侧154包括凹形压力侧(PS)壁，并且吸力侧156包括周向或横向相对的凸形吸力侧(SS)壁，其分别在相对的前缘158和后缘160之间轴向延伸。侧壁154和侧壁156还在径向方向上从平台134延伸到径向外尖端136。尖端136可包括任何现在已知的或以后开发的尖端护罩(未示出)。根据本公开的实施方案以及本文中更详细的描述，可以例如在旋转叶片132的翼型件152内并且更具体地在其前缘158内使用包括子回路182、184的冷却回路180，该子回路分别包括通道200、202。
图4示出了可采用本公开的实施方案的类型的固定喷嘴126的侧透视图。固定喷嘴126包括径向外平台128，固定喷嘴126通过该径向外平台附接到涡轮机的固定壳体122(图2)。外平台128可包括任何现在已知的或以后开发的安装构造，以用于安装在壳体中的对应安装件中。固定喷嘴126还可包括径向内平台130，该径向内平台用于定位在相邻涡轮旋转叶片132(图2)与(翼型件)平台134(图2)之间。平台128、平台130限定经过涡轮组件110(图2)的HGP(图2)的外侧边界和内侧边界的相应部分。
应当理解，翼型件162是固定喷嘴126的活动部件，其拦截工作流体的流动并朝向涡轮旋转叶片132引导工作流体的流动(图3)。可以看出，固定喷嘴126的翼型件162包括主体164，该主体包括限定压力侧168、吸力侧170以及在压力侧168与吸力侧170之间延伸的前缘172和后缘174的壁166。更具体地，压力侧168包括凹形压力侧(PS)外壁，吸力侧170包括周向或侧向相对的凸形吸力侧(SS)外壁，这些外壁分别在相对的前缘172与后缘174之间轴向延伸。压力侧168和吸力侧170也在径向方向上从平台128延伸到平台130。翼型件162的主体164在其径向内端176处联接到径向内平台130，并且在其径向外端178处联接到径向外平台128，从而形成涡轮喷嘴126。根据本公开的实施方案以及本文中更详细的描述，可以例如在固定喷嘴126的翼型件162内并且更具体地在其前缘172内使用包括子回路182、184的冷却回路180，该子回路分别包括通道200、202。
翼型件152、162的前缘158、172分别被识别为翼型件的最前缘，并且其中曲率在每个翼型件的相应压力侧与吸力侧之间达到峰值。
图5A至图5C示出了用于包括涡轮翼型件162和冷却回路180的各种实施方案的喷嘴126的例示性翼型件的前透视图。冷却回路180可包括吸力侧至压力侧冷却子回路182(图5A和图5C，下文简称为“SS至PS子回路182”)、压力侧至吸力侧冷却子回路184(图5B和图5C，下文简称为“PS至SS子回路184”)或两者均包括在内(图5C)。根据本公开的某些实施方案，图6示出了涡轮翼型件162沿着图5A和图5C中的视线A-A通过SS至PS子回路182及其冷却通道200的剖视图，并且图7示出了涡轮翼型件162沿着图5B和图5C中的视线B-B通过PS至SS子回路184及其冷却通道202的剖视图。
参照图3至图7，如上所述，本公开的实施方案可包括涡轮翼型件152(图3)或涡轮翼型件162(图4至图5C)，诸如分别用于涡轮旋转叶片132(图2和图3)或固定喷嘴126(图4至图5C)的涡轮翼型件。涡轮翼型件152、162可包括冷却剂供应室190(例如，参见图6至图7)以将冷却剂递送到其部件来冷却那些部件。根据本公开的实施方案，翼型件152、162中的冷却剂供应室190可用作冷却剂源210、230(图6至图9)，分别用于冷却子回路182、184和冷却通道200、202。
为了描述的目的，图6至图9中的冷却子回路182、184和冷却通道200、202的剖视图被示出为具有适用于喷嘴126的翼型件162的内部冷却剂供应室190。然而，图6至图9的剖视图还包括用于叶片132的翼型件152的附图标记。应当理解，用于叶片132(图3)的翼型件152的冷却剂供应室190可以在例如数量、形状、位置和/或布置方面与针对喷嘴126(图4至图5C)示出的冷却剂供应室不同，这例如取决于它们各自的冷却要求。还需要强调的是，虽然冷却剂供应室190(图6至图9)被示出为主要在翼型件152、162中径向地延伸，但是它们可以分别在翼型件152、162的主体148、164内在任何方向上延伸。在任何情况下，需要强调的是，本公开的教导内容可应用于其中具有任何冷却剂供应室190的任何涡轮翼型件152、162，该冷却剂供应室充当用于冷却子回路182、184及其相关冷却通道200、202的冷却剂源210、230。
参照图3，用于叶片132的涡轮翼型件152包括主体148，该主体包括限定压力侧154、吸力侧156和在压力侧154与吸力侧156之间延伸的前缘158的壁150。如图4和图5A至图5C所示，用于喷嘴126的涡轮翼型件162包括翼型件主体164，该翼型件主体包括限定压力侧168、吸力侧170和在压力侧168与吸力侧170之间延伸的前缘172的壁166。
如图5A至图5C的例示性喷嘴实施方案所示，主体164的壁166内的冷却回路180可包括以下各项中的至少一项：SS至PS子回路182和PS至SS子回路184。根据本公开的实施方案，图5A仅包括包含冷却通道200的SS至PS子回路182；图5B仅包括包含冷却通道202的PS至SS子回路184；并且图5C包括具有相应冷却通道200、202的SS至PS子回路182和PS至SS子回路184两者。图5A至图5C所示的相同选择和布置可用于涡轮叶片132(图3)。
如图5A、图5C和图6所示，涡轮翼型件152、162可包括SS至PS子回路182，其包括至少一个第一冷却通道200，该至少一个第一冷却通道在主体148、164的壁150、166内延伸，并且围绕前缘158、172从吸力侧156、170延伸到限定在压力侧154、168上的壁150、166中的第一充气室186。SS至PS子回路182还可以包括多个第一膜冷却孔214，其与第一充气室186流体连通并且延伸穿过压力侧154、168上的壁150、166。虽然第一膜冷却孔214在图6中被示出在选定位置处，但是需要强调的是，穿过壁150、166“在压力侧”154、168的第一膜冷却孔214可以在前缘158、172后面的任何位置处，即，在滞止线处，沿着压力侧154、168到后缘160、174(图3和图4)。
尽管壁150、166在本文的剖视图中示出为一体结构，但应当理解，壁150、166可包括任何数量的层，例如内层、中间层和/或外层。通道200、202可以在壁150、166的任意一层。第一冷却剂源210可以是翼型件152、162的前缘158、172内的冷却剂供应室190A的一部分，或任何其他冷却剂供应室190。在任何情况下，来自第一冷却剂源210的第一冷却剂220(箭头)在第一冷却通道200和第一充气室186中流动，并且通过多个第一膜冷却孔214流出。第一冷却剂源210允许第一冷却剂220相对于前缘158、172从吸力侧156、170流出。因此，第一冷却剂220在第一冷却通道200中仅从吸力侧156、170流到压力侧154、168。第一冷却剂220可以是在冷却剂供应室190A中使用的任何冷却剂，诸如空气。第一冷却通道200可在第一冷却剂源210的吸力侧端部225附近流体地联接至该第一冷却剂源，即联接至前缘158、172的吸力侧。第一冷却通道200是弯曲的，并且当它们绕过前缘158、172时大致遵循前缘158、172的轮廓，即，可能与前缘轮廓有一些偏差。
在SS至PS子回路182中，第一充气室186在主体148、164中径向延伸，并将第一冷却通道200与多个第一膜冷却孔214连接在一起。子回路182中的第一冷却剂220的压力通常相对较高，例如高于翼型件152、162的表面上的工作流体140。以这种方式，如果孔222(图6中的虚线)沿着前缘158、172在某处意外地打开并且暴露第一冷却通道200中的一个或多个冷却通道，则第一冷却剂220将通过孔222流出。另外，第一冷却剂220的流动具有足够的压力以防止吸入工作流体140，例如进入冷却通道200和/或第一冷却剂源210。以这种方式，冷却剂将被提供到孔222，但是第一冷却剂220将另外继续流动到压力侧154、168。即，不受孔222影响的第一冷却通道200将继续向压力侧154、168提供第一冷却剂220。
然而，如图17和图18中所示，在第一冷却剂220的压力足够低使得工作流体140的吸入成为问题的情况下，在替代实施方案中，多个第一膜冷却孔214中的至少一个膜冷却孔可包括具有比第一冷却通道200中的每个冷却通道更小的横截面积的部分223，以在第一充气室186和第一冷却通道200中产生背压。部分223可包括减小膜冷却孔214的横截面积的任何结构，例如，第一充气室186下游的任何入口通道或其结构，以在其上游产生比其下游更高的压力。以这种方式，第一冷却剂220的压力可以升高，使得如果孔222(图6中的虚线)沿着前缘158、172在某处意外地打开并且暴露第一冷却通道200中的一个或多个冷却通道，则工作流体140将不会被吸入到第一冷却通道200中。如上所述，第一冷却剂220将通过孔222排出并通过冷却通道200继续到达压力侧154、168。即，第一冷却剂220的流动将具有足够的背压以防止吸入工作流体140，例如进入冷却通道200和/或第一冷却剂源210。不受孔222影响的第一冷却通道200将继续向压力侧154、168提供第一冷却剂220。图17仅示出包括部分223的第一膜冷却孔214。
如图5B、图5C和图7所示，涡轮翼型件152、162可包括PS至SS子回路184，该PS至SS子回路包括至少一个第二冷却通道202，该至少一个第二冷却通道在主体148、164的壁150、166内延伸，并且围绕前缘158、172从压力侧154、168延伸到限定在吸力侧156、170上的壁150、166中的第二充气室188。PS至SS子回路184还可以包括与第二充气室188流体连通并且延伸穿过吸力侧156、170上的壁150、166的多个第二膜冷却孔234。虽然第二膜冷却孔234在图7中被示出在选定位置处，但是需要强调的是，穿过壁150、166“在吸力侧”156、170的第二膜冷却孔234可以在前缘158、172后面的任何位置处，即，在滞止线处，沿着吸力侧156、170到后缘160、174(图3和图4)。
第二冷却剂源230可以是翼型件152、162的前缘158、172内的冷却剂供应室190A的一部分，或任何其他冷却剂供应室190。在任何情况下，来自第二冷却剂源230的第二冷却剂240(箭头)在第二冷却通道202中流动，进入第二充气室188中，并且通过多个第二膜冷却孔234流出。第二冷却剂源230允许第二冷却剂240相对于前缘158、172从压力侧154、168流出。因此，第二冷却剂240在第二冷却通道202中仅从压力侧154、168流到吸力侧156、170。第二冷却剂240可以是在冷却剂供应室190A中使用的任何冷却剂，诸如空气。第二冷却通道202可在第二冷却剂源230的压力侧端部246附近流体地联接至该第二冷却剂源。第二冷却通道202是弯曲的，并且当它们绕过前缘158、172时大致遵循前缘158、172的轮廓，即，可能与前缘轮廓有一些偏差。
在PS至SS子回路184中，第二充气室188在主体148、164中径向延伸，并将第二冷却通道202与多个第二膜冷却孔234连接在一起。子回路184中的第二冷却剂240的压力相对较低，例如等于或低于翼型件152、162的表面上的工作流体140的压力。在一些情况下，如果孔224(图7中的虚线)在沿着前缘158、172的某处意外地打开并且暴露第二冷却通道202中的一个或多个冷却通道，则第二冷却剂240的压力可以足够高以防止吸入工作流体140。
然而，在第二冷却剂240的压力足够低以致工作流体140的吸入成为问题的情况下，在替代实施方案中，多个第二膜冷却孔234中的至少一个膜冷却孔可包括具有比第二冷却通道202更小的横截面积的部分226，以在第二充气室188和第二冷却通道202中产生背压。部分226可包括减小膜冷却孔234的横截面积的任何结构，例如第二充气室188下游的任何入口通道或其结构，以在其上游产生比其下游更高的压力。以这种方式，第二冷却剂240的压力可以升高，使得如果孔224(图7中的虚线)沿着前缘158、172在某处意外地打开并且暴露第二冷却通道202中的一个或多个冷却通道，则工作流体140将不会被吸入第二冷却通道202中。在这种情况下，第二冷却剂240将通过孔224排出并通过冷却通道202继续到达压力侧154、168。即，第二冷却剂240的流动将具有足够的背压以防止吸入工作流体140，例如进入冷却通道202和/或第二冷却剂源230。不受孔224影响的第二冷却通道202将继续向吸力侧156、170提供第二冷却剂240。在图7仅示出包括部分226的第二膜冷却孔234的情况下，图18示出了包括具有较小横截面积的部分223、226的第一膜冷却孔214和第二膜冷却孔234两者。
如图5C所示，在另一实施方案中，冷却回路180可以包括两个子回路182、184。在该实施方案中，第二冷却通道202在涡轮翼型件152、162中与第一冷却通道200径向间隔开，即，它们不在翼型件152、162中的相同径向位置处。可以采用任何间隔，并且可以使用不同冷却通道200、202的任何布置。在一个示例中，如图5C所示，第一冷却通道200与第二冷却通道202沿着翼型件152(和162)的前缘158、172径向地交替。
如图3至图5C所示，在翼型件152、162中可使用任何数量的冷却通道200、202。即，第一冷却通道200可以包括一个或多个第一冷却通道200，并且第二冷却通道202可以包括一个或多个第二冷却通道202。在使用第一冷却通道200中的多于一个第一冷却通道或者使用第二冷却通道202中的多于一个第二冷却通道的情况下，它们可以沿着翼型件152、162的至少一部分径向地间隔开，并且可以用多种模式布置以实现期望的冷却效果。如所指出的，在每个冷却通道200、202中的多于一个冷却通道被提供并且它们一起使用的情况下，它们可以沿着翼型件152、162的至少一部分径向地间隔开，并且可以用多种模式布置以实现期望的冷却效果。在一个示例中，多个第一冷却通道200可与多个第二冷却通道202沿着翼型件152、162的前缘158、172径向地交替。冷却通道200、202的其他模式也是可能的，诸如但不限于两个或更多个第一冷却通道200和第二冷却通道202的交替组。
在某些实施方案中，第一冷却通道200和第二冷却通道202可被认为是“微通道”，其横截面相对较小但较长。在某些实施方案中，每个冷却通道200、202可具有不大于0.1平方毫米的平均横截面积。其他平均横截面积也是可能的。
在图6和图7中，第一冷却剂源210和第二冷却剂源230是主体148、164内的单个冷却剂供应室190A。如所指出的，冷却剂供应室190可根据特定翼型件的翼型件冷却要求采取各种形式。图8示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图5A和图5C中的视线A-A通过冷却通道200的涡轮翼型件152、162的剖视图；并且图9示出了根据本公开的其他实施方案的沿着图5B和图5C中的视线B-B通过冷却通道202的涡轮翼型件152、162的剖视图。在这些其他实施方案中，两个或更多个冷却剂供应室190B、190C可由内部分隔壁250分开。第一冷却剂源210可以是其自身的冷却剂供应室190B，并且第二冷却剂源230可以是其自身的不同于冷却剂供应室190B的冷却剂供应室190C。在该示例中，第一冷却剂源210相对于前缘158、172专门限定在吸力侧156、170中，并且第二冷却剂源230相对于前缘158、172专门限定在压力侧154、168中。应当理解，提供冷却剂源210、230的冷却剂供应室190可以采取未示出但在本公开的范围内的多种其他形式。
图10示出了根据本公开的其他实施方案的冷却通道、充气室和膜冷却孔的放大示意性剖视图。冷却通道200、202和/或膜冷却孔214、234的横截面积可沿它们的长度变化，以调节热传递和/或控制通过通道的压力/流动。例如，冷却通道200、202和膜冷却孔214、234(后者在其壁150、166中的出口的上游)可以具有不同的横截面积。在一个非限制性示例中，冷却通道200、202可沿其长度具有直径D1，且膜冷却孔214、234可具有直径D2(其在壁150、166中的出口的上游)，其中D1>D2。在另一示例中，一个或多个冷却通道200、202可包括例如在充气室186、188的上游在其中具有较小横截面积(颈状收缩)的离散部分228，以提供用于流动控制的计量区域。冷却通道200、202的横截面积的其他变化也是可能的。特别地，如前所述，背压可以在以下至少一者中产生：a)第一充气室186和/或第一冷却通道200，通过为第一膜冷却孔214中的一个或多个膜冷却孔提供具有比第一冷却通道200中的每个冷却通道更小的横截面积的部分223(例如，参见图13、图17和图18)，以及b)第二充气室188和/或第二冷却通道202，通过为第二膜冷却孔234中的一个或多个膜冷却孔提供具有比第二冷却通道202中的每个冷却通道更小的横截面积的部分226(例如，参见图13)。
图11示出了沿图5A至图5C中的视线C-C的剖视图。在翼型件152、162的径向位置中不提供冷却通道200、202的情况下，可采用更常规的冷却系统。例如，如图11所示，可采用圆形“喷淋头”或径向冷却通道204的布置。冷却通道204可以用于具有冷却通道200、202的任何布置，例如交替的、成组的特定通道等。
在图5A至图5C中，每个膜冷却孔214、234包括相应的冷却通道200、202。然而，这种布置并非在所有情况下都是必需的。图12示出了根据本公开的另一实施方案的包括冷却通道200、202的翼型件152、162的示意性前视图。在图12中，第一膜冷却孔214A-214C和第二膜冷却孔234A-234C中的至少一个膜冷却孔包括数量与相应的第一冷却通道200和第二冷却通道202的数量不同的膜冷却孔214或234。即，以下中的至少一者：多个第一膜冷却孔214A-214C包括数量与第一冷却通道200的数量不同的冷却孔214；以及多个第二膜冷却孔234A-234C包括数量与第二冷却通道202的数量不同的冷却孔234。任何布置都在本公开的范围内。
在所示的一个示例中，多个第一膜冷却孔214A-214C(示出了三个)可被供应有来自相应的单个第一冷却通道200的第一冷却剂220。这里，例如，第一膜冷却孔214A-214C共用联接到第一冷却通道200的充气室186。在其他非限制性示例中，两个第一冷却通道200可供应联接到五个膜冷却孔214的充气室186，或三个第一冷却通道200可供应联接到两个膜冷却孔214的充气室186。类似地，多个第二膜冷却孔234A-234C(示出了三个)可被供应有来自相应的第二冷却通道202的第二冷却剂240。此处，举例来说，第二膜冷却孔234A-234C共用联接到单个第二冷却通道202的充气室188。在其他非限制性示例中，两个第二冷却通道202可供应联接到五个膜冷却孔234的充气室188，或三个第二冷却通道202可供应联接到两个膜冷却孔234的充气室188。只要存在足够的冷却剂流量和压力，任何数量的冷却通道200、202和膜冷却孔214、234可以分别共用充气室186、188。如所指出的，一个或多个第二膜冷却孔234可包括与充气室188和/或第二冷却通道202相比具有减小的横截面积的部分226。
图12还示出了第一膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔(例如，214A、214C)可以在主体148、164中处于与第一冷却通道200中的至少一个冷却通道不同的径向位置处。另选地或除此之外，多个第二膜冷却孔中的至少一个膜冷却孔(例如234A或234C)可在主体148、164中处于与第二冷却通道202中的至少一个冷却通道不同的径向位置处。各种布置都是可能的。
图13示出了翼型件152、162的主体148、164中的例示性膜冷却孔214、234的侧视图。第一膜冷却孔214和第二膜冷却孔234可以采用任何现在已知的或以后开发的扩散开口的形式。即，膜冷却孔214、234包括扇形开口或发散开口，而不是简单的圆形“喷淋头”孔，以帮助分别沿着翼型件152、162的压力侧154、168和吸力侧156、170形成冷却膜。具有较小横截面积的部分226也在图13中示出。冷却膜沿着压力侧和吸力侧向后通过，以冷却翼型件152、162的外表面。
根据本公开的其他实施方案，图14示出了沿图5A和图5C中的视线A-A通过第一冷却通道200的剖视图，并且图15示出了沿图5B和图5C中的视线B-B通过第二冷却通道202的剖视图。在这些实施方案中，第一膜冷却孔214和第二膜冷却孔234分别垂直于吸力侧156、170或压力侧154、168，并且可以是大致圆形的横截面。就这一点而言，它们是“喷淋头”孔，并且不是如图13中所示在侧表面处的扇形孔或发散孔。在任何情况下，冷却膜沿着压力侧和吸力侧向后通过，以冷却翼型件的外表面。在此类实施方案中，第一膜冷却孔214和第二膜冷却孔234在不存在中间充气室186、188的情况下，分别直接联接到第一冷却通道200和第二冷却通道202。
图16示出了可选实施方案的示意性局部剖视图。在该实施方案中，第一充气室186和第二充气室188中的至少一个充气室可具有不一致的横截面积。在所示的非限制性示例中，两个充气室186、188从其中点到其外端汇聚成具有较小的横截面积。充气室186、188可以用任何所需的方式改变横截面积，以获得例如所需的冷却剂流速、体积或背压等等。
图17和图18示出了其他实施方案的示意性局部剖视图。图17和图18示出了子回路182、184，其中冷却通道200、202不与任何对应的冷却孔214、234对准。如所指出的，图7仅示出了包括较小横截面部分226的一个或多个第二膜冷却孔234，图17仅示出了其中包括较小横截面部分223以产生背压的第一膜冷却孔214，并且图18示出了包括具有较小横截面面积的部分223、226的第一膜冷却孔214和第二膜冷却孔234。
如本文所使用的冷却通道200、202可包括任何现在已知的或以后开发的湍流器或其他传热增强剂(未示出)，以增加穿过其中的冷却剂220、240的传热。
翼型件152、162可使用任何制造技术形成，诸如但不限于铸造或增材制造。在铸造翼型件152、162的情况下，冷却通道200、202可通过用于形成弯曲通道的任何现在已知或以后开发的方法(例如，顺序钻孔、电火花加工等)来形成。
现在将描述根据本公开的实施方案的一种冷却涡轮翼型件且特别是其前缘的方法。该方法发生在涡轮翼型件152、162中，该涡轮翼型件包括主体148、164，该主体包括限定压力侧154、168、吸力侧156、170、以及在压力侧154、168与吸力侧156、170之间(大致径向地)延伸的前缘158、172的壁150、166。该方法的实施方案可包括在第一冷却通道200内执行，使第一冷却剂220从吸力侧156、170中的第一冷却剂源210围绕前缘158、172流动到第一充气室186，然后通过压力侧154、168上的壁150、166流动到多个第一膜冷却孔214。另选地或除此之外，该方法可包括在第二冷却通道202内执行，使来自第二冷却剂源230的第二冷却剂240围绕前缘158、172从压力侧154、168流动到第二充气室188，然后通过吸力侧156、170上的壁150、166流动到第二膜冷却孔234。
如所指出的，可以一起设置多个第一冷却通道200和多个第二冷却通道202。在这种情况下，该方法可以包括在第一冷却通道200中的每个冷却通道使来自第一冷却剂源210的第一冷却剂220从吸力侧156、170流动到压力侧154、168，并且在第二冷却通道202中的每个冷却通道使来自第二冷却剂源230第二冷却剂240从压力侧154、168流动到吸力侧156、170。多个第一冷却通道200可例如与多个第二冷却通道202沿着翼型件152、162的前缘158、172径向地交替。如前所述，其他模式也是可能的。
在某些实施方案中，第一冷却通道200和第二冷却通道202可各自具有不大于0.1平方毫米的平均横截面积。冷却通道200、202的横截面积可以沿着它们的长度变化，以调节热传递和/或控制通过通道的压力/流动。例如，一个或多个冷却通道200、202和/或膜冷却孔214、234可以在孔214、234各自的出口的上游包括较小的横截面积(颈状收缩)，以提供用于流动控制的计量区域。特别地，背压可以在以下至少一者中产生：a)第一充气室186和第一冷却通道200，通过为第一膜冷却孔214中的一个或多个膜冷却孔提供具有比第一冷却通道200更小的横截面积的部分223(图17和图18)；以及b)第二充气室188和第二冷却通道202，通过为第二膜冷却孔234中的一个或多个膜冷却孔提供具有比第二冷却通道202中的每个冷却通道更小的横截面积的部分226(例如，参见图7、图9、图10、图12、图13和图18)。如前所述，第一冷却剂源210和第二冷却剂源230可以是主体148、164内的单个冷却剂供应室190A(图6和图7)，或者可以使用多于一个冷却剂供应室190。
本公开的实施方案在涡轮翼型件的前缘处提供相对较小的冷却通道(例如，具有不大于0.1平方毫米的平均横截面积的微通道)，环绕在前缘周围。从翼型件内部向冷却通道供给冷却剂，例如冷却空气，冷却剂流过前缘中的冷却通道。然后，冷却剂通过膜冷却孔排出，以向前缘下游的翼型件提供进一步的冷却。每个冷却子回路和相关的冷却通道减少了冷却前缘所需的冷却剂的量，因为冷却剂沿着相对较长的冷却通道吸收更多的热量(与喷淋头开口相比)，这提高了涡轮机的效率和输出。在提供两个子回路的情况下，沿相反方向传送冷却剂的冷却通道可进一步减少冷却前缘所需的冷却剂的量，因为冷却剂沿着相对较长的冷却通道吸收更多的热量。
另外，由于冷却通道围绕翼型件的前缘传送冷却剂，所以冷却剂可通过成形膜冷却孔排出，与圆形“喷淋头”冷却孔相比，成形膜冷却孔提供更好的覆膜和从前缘向下游的进一步冷却。膜冷却孔的数量也可以减少，从而简化翼型件的涂层清理，例如粘合涂层和/或热阻隔层的清理。充气室提供冷却通道与膜冷却孔之间的流体联接，从而防止在前缘中出现开口的情况下吸入工作流体。
如在整个说明书和权利要求书中使用的，近似语言可以用于修改可以允许变化的任何定量表示，而不会导致与其相关的基本功能的变化。因此，由一个或多个术语(诸如“约”、“大约”和“基本上”)修饰的值不限于指定的精确值。在至少一些情况下，近似语言可以对应于用于测量值的仪器的精度。在此以及在整个说明书和权利要求书中，范围限制可以组合和/或互换；除非上下文或语言另有说明，否则这些范围被识别并包括其中包含的所有子范围。应用于范围的特定值的“大约”适用于两个端值，并且除非另外依赖于测量该值的仪器的精度，否则可以指示该值的+/-10％。
以下权利要求书中的所有装置或步骤加功能元件的对应结构、材料、动作和等同物旨在包括用于结合具体要求保护的其他要求保护的元件执行功能的任何结构、材料或动作。已经出于说明和描述的目的给出了对本公开的描述，但其并不旨在穷举或将本公开限制于所公开的形式。在不脱离本公开的范围和实质的情况下，许多修改和变化对于本领域普通技术人员将是显而易见的。选择和描述实施方案是为了最好地解释本公开的原理及其实际应用，并且使得本领域的其他普通技术人员能够理解本公开，以便其适合于进一步预期的特定用途的各种修改。

Claims (15)

1.一种涡轮翼型件(152,162)，包括：
主体(148,164)，所述主体包括限定压力侧(154,168)、吸力侧(156,170)和在所述压力侧(154,168)与所述吸力侧(156,170)之间延伸的前缘(158,172)的壁(150,166)；和
在所述主体(148,164)的壁(150,166)内的冷却回路(180)，所述冷却回路(180)包括以下各项中的至少一项：
a)吸力侧至压力侧冷却子回路(182)，所述吸力侧至压力侧冷却子回路包括至少一个第一冷却通道(200)和多个第一膜冷却孔(214)，所述至少一个第一冷却通道在所述主体(148,164)的壁(150,166)内围绕所述前缘(158,172)从所述吸力侧(156,170)延伸至所述压力侧(154,168)，并且延伸至限定在所述压力侧(154,168)上的壁(150,166)中的第一充气室(186)，所述多个第一膜冷却孔与所述第一充气室(186)流体连通并且延伸穿过所述压力侧(154,168)上的壁(150,166)，其中，来自第一冷却剂源(210)的第一冷却剂(220)在所述至少一个第一冷却通道(200)和所述第一充气室(186)中流动并且通过所述多个第一膜冷却孔(214)流出；和
b)压力侧至吸力侧冷却子回路(184)，所述压力侧至吸力侧冷却子回路包括至少一个第二冷却通道(202)和多个第二膜冷却孔(234)，所述至少一个第二冷却通道在所述主体(148,164)的壁(150,166)内围绕所述前缘(158,172)从所述压力侧(154,168)延伸到所述吸力侧(156,170)，并且延伸至限定在所述吸力侧(156,170)上的壁(150,166)中的第二充气室(188)，所述多个第二膜冷却孔与所述第二充气室(188)流体连通并且延伸穿过所述吸力侧(156,170)上的壁(150,166)，其中，来自第二冷却剂源(230)的第二冷却剂(240)在所述至少一个第二冷却通道(202)和所述第二充气室(188)中流动并且通过所述多个第二膜冷却孔(234)流出。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，所述冷却回路(180)包括所述压力侧至吸力侧冷却子回路(184)和所述吸力侧至压力侧冷却子回路(182)两者。
3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，所述至少一个第一冷却通道(200)包括多个第一冷却通道(200)并且所述至少一个第二冷却通道(202)包括多个第二冷却通道(202)，并且其中，所述多个第一冷却通道(200)与所述多个第二冷却通道(202)沿着所述翼型件(152,162)的所述前缘(158,172)径向地交替。
4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，以下中的至少一者：
a)所述多个第一膜冷却孔(214)包括具有比所述至少一个第一冷却通道(200)更小的横截面积的部分(223)，从而在所述第一充气室(186)和所述至少一个第一冷却通道(200)中产生背压；和
b)所述多个第二膜冷却孔(234)包括具有比所述至少一个第二冷却通道(202)更小的横截面积的部分(226)，从而在所述第二充气室(188)和所述至少一个第二冷却通道(202)中产生背压。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，所述至少一个第一冷却通道(200)和所述至少一个第二冷却通道(202)各自具有不大于0.1平方毫米的平均横截面积。
6.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，所述第一冷却剂源(210)和所述第二冷却剂源(230)在所述主体(148,164)中由分隔壁(250)流体地分隔。
7.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，以下中的至少一者：
a)所述多个第一膜冷却孔(214)中的至少一个膜冷却孔在所述主体(148,164)中处于与所述至少一个第一冷却通道(200)不同的径向位置处，并且
b)所述多个第二膜冷却孔(234)中的至少一个膜冷却孔在所述主体(148,164)中处于与所述至少一个第二冷却通道(202)不同的径向位置处。
8.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，以下中的至少一者：
a)所述多个第一膜冷却孔(214)包括数量与所述至少一个第一冷却通道(200)的数量不同的冷却孔(214)，并且
b)所述多个第二膜冷却孔(234)包括数量与所述至少一个第二冷却通道(202)的数量不同的冷却孔(234)。
9.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，所述第一充气室(186)和所述第二充气室(188)中的至少一个充气室具有不一致的横截面积。
10.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(152,162)，其中，所述主体(148,164)在其径向内端(176)处联接到径向内平台(130)，并且在其径向外端(178)处联接到径向外平台(130)，从而形成涡轮喷嘴(126)。
11.一种涡轮喷嘴(126)，包括：
翼型件主体(148,164)，所述翼型件主体包括限定压力侧(154,168)、吸力侧(156,170)和在所述压力侧(154,168)与所述吸力侧(156,170)之间延伸的前缘(158,172)的壁(150,166)；
径向内平台(130)和径向外平台(128)，所述径向内平台在所述翼型件主体(148,164)的径向内端(176)处联接到所述翼型件主体，所述径向外平台在所述翼型件主体(148,164)的径向外端(178)处联接到所述翼型件主体；和
在所述主体(148,164)的壁(150,166)内的冷却回路(180)，所述冷却回路(180)包括以下各项中的至少一项：
a)吸力侧至压力侧冷却子回路(182)，所述吸力侧至压力侧冷却子回路包括至少一个第一冷却通道(200)和多个第一膜冷却孔(214)，所述至少一个第一冷却通道在所述主体(148,164)的壁(150,166)内围绕所述前缘(158,172)从所述吸力侧(156,170)延伸至所述压力侧(154,168)，并且延伸至限定在所述压力侧(154,168)上的壁(150,166)中的第一充气室(186)，所述多个第一膜冷却孔与所述第一充气室(186)流体连通并且延伸穿过所述压力侧(154,168)上的壁(150,166)，其中，来自第一冷却剂源(210)的第一冷却剂(220)在所述至少一个第一冷却通道(200)和所述第一充气室(186)中流动并且通过所述多个第一膜冷却孔(214)流出；和
b)压力侧至吸力侧冷却子回路(184)，所述压力侧至吸力侧冷却子回路包括至少一个第二冷却通道(202)和多个第二膜冷却孔(234)，所述至少一个第二冷却通道在所述主体(148,164)的壁(150,166)内围绕所述前缘(158,172)从所述压力侧(154,168)延伸到所述吸力侧(156,170)，并且延伸至限定在所述吸力侧(156,170)上的壁(150,166)中的第二充气室(188)，所述多个第二膜冷却孔与所述第二充气室(188)流体连通并且延伸穿过所述吸力侧(156,170)上的壁(150,166)，其中，来自第二冷却剂源(230)的第二冷却剂(240)在所述至少一个第二冷却通道(202)和所述第二充气室(188)中流动并且通过所述多个第二膜冷却孔(234)流出。
12.根据权利要求11所述的涡轮喷嘴(126)，其中，所述冷却回路(180)包括所述压力侧至吸力侧冷却子回路(184)和所述吸力侧至压力侧冷却子回路(182)两者，并且
其中，所述至少一个第一冷却通道(200)包括多个第一冷却通道(200)并且所述至少一个第二冷却通道(202)包括多个第二冷却通道(202)，并且
其中，所述多个第一冷却通道(200)与所述多个第二冷却通道(202)沿着所述翼型件(152,162)的所述前缘(158,172)径向地交替。
13.根据权利要求11所述的涡轮喷嘴(126)，其中，以下中的至少一者：
a)所述多个第一膜冷却孔(214)包括具有比所述至少一个第一冷却通道(200)更小的横截面积的部分(223)，从而在所述第一充气室(186)和所述至少一个第一冷却通道(200)中产生背压；和
b)所述多个第二膜冷却孔(234)包括具有比所述至少一个第二冷却通道(202)更小的横截面积的部分(226)，从而在所述第二充气室(188)和所述至少一个第二冷却通道(202)中产生背压。
14.根据权利要求11所述的涡轮喷嘴(126)，其中，所述第一冷却剂源(210)和所述第二冷却剂源(230)在所述主体(148,164)中由分隔壁(250)流体地分隔。
15.根据权利要求11所述的涡轮喷嘴(126)，其中，以下中的至少一者：
a)所述多个第一膜冷却孔(214)中的至少一个膜冷却孔在所述翼型件主体(148,164)中处于与所述至少一个第一冷却通道(200)不同的径向位置处，并且
b)所述多个第二膜冷却孔(234)中的至少一个膜冷却孔在所述翼型件主体(148,164)中处于与所述至少一个第二冷却通道(202)不同的径向位置处。
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Family Cites Families (50)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US5637239A (en) 1995-03-31 1997-06-10 United Technologies Corporation Curved electrode and method for electrical discharge machining curved cooling holes
US6099251A (en) 1998-07-06 2000-08-08 United Technologies Corporation Coolable airfoil for a gas turbine engine
DE10059997B4 (de) 2000-12-02 2014-09-11 Alstom Technology Ltd. Kühlbare Schaufel für eine Gasturbinenkomponente
US6994521B2 (en) * 2003-03-12 2006-02-07 Florida Turbine Technologies, Inc. Leading edge diffusion cooling of a turbine airfoil for a gas turbine engine
US7306026B2 (en) 2005-09-01 2007-12-11 United Technologies Corporation Cooled turbine airfoils and methods of manufacture
US7322795B2 (en) * 2006-01-27 2008-01-29 United Technologies Corporation Firm cooling method and hole manufacture
US7510367B2 (en) 2006-08-24 2009-03-31 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil with endwall horseshoe cooling slot
US8523527B2 (en) 2010-03-10 2013-09-03 General Electric Company Apparatus for cooling a platform of a turbine component
US8651805B2 (en) 2010-04-22 2014-02-18 General Electric Company Hot gas path component cooling system
US8672613B2 (en) 2010-08-31 2014-03-18 General Electric Company Components with conformal curved film holes and methods of manufacture
US8517667B1 (en) 2010-11-22 2013-08-27 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine vane with counter flow cooling passages
US8770936B1 (en) 2010-11-22 2014-07-08 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near wall cooling channels
US10060264B2 (en) * 2010-12-30 2018-08-28 Rolls-Royce North American Technologies Inc. Gas turbine engine and cooled flowpath component therefor
US8753083B2 (en) 2011-01-14 2014-06-17 General Electric Company Curved cooling passages for a turbine component
US20120301319A1 (en) 2011-05-24 2012-11-29 General Electric Company Curved Passages for a Turbine Component
US8678766B1 (en) 2012-07-02 2014-03-25 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine blade with near wall cooling channels
US9416662B2 (en) 2013-09-03 2016-08-16 General Electric Company Method and system for providing cooling for turbine components
US20150086408A1 (en) 2013-09-26 2015-03-26 General Electric Company Method of manufacturing a component and thermal management process
EP3063389B1 (en) * 2013-10-30 2022-04-13 Raytheon Technologies Corporation Bore-cooled film dispensing pedestals
US20150152737A1 (en) 2013-12-02 2015-06-04 George Liang Turbine blade with near wall microcircuit edge cooling
US8864469B1 (en) 2014-01-20 2014-10-21 Florida Turbine Technologies, Inc. Turbine rotor blade with super cooling
US9669458B2 (en) 2014-02-06 2017-06-06 General Electric Company Micro channel and methods of manufacturing a micro channel
EP3158169A1 (en) 2014-06-17 2017-04-26 Siemens Energy, Inc. Turbine airfoil cooling system with leading edge impingement cooling system and nearwall impingement system
US10119404B2 (en) 2014-10-15 2018-11-06 Honeywell International Inc. Gas turbine engines with improved leading edge airfoil cooling
US20160146019A1 (en) 2014-11-26 2016-05-26 Elena P. Pizano Cooling channel for airfoil with tapered pocket
US9828915B2 (en) 2015-06-15 2017-11-28 General Electric Company Hot gas path component having near wall cooling features
US9970302B2 (en) 2015-06-15 2018-05-15 General Electric Company Hot gas path component trailing edge having near wall cooling features
CA2935398A1 (en) 2015-07-31 2017-01-31 Rolls-Royce Corporation Turbine airfoils with micro cooling features
US9995172B2 (en) 2015-10-12 2018-06-12 General Electric Company Turbine nozzle with cooling channel coolant discharge plenum
US10030537B2 (en) 2015-10-12 2018-07-24 General Electric Company Turbine nozzle with inner band and outer band cooling
US10221719B2 (en) 2015-12-16 2019-03-05 General Electric Company System and method for cooling turbine shroud
US20170260873A1 (en) 2016-03-10 2017-09-14 General Electric Company System and method for cooling trailing edge and/or leading edge of hot gas flow path component
US10598028B2 (en) 2016-10-26 2020-03-24 General Electric Company Edge coupon including cooling circuit for airfoil
US10648341B2 (en) 2016-11-15 2020-05-12 Rolls-Royce Corporation Airfoil leading edge impingement cooling
US10465526B2 (en) 2016-11-15 2019-11-05 Rolls-Royce Corporation Dual-wall airfoil with leading edge cooling slot
US20180223673A1 (en) * 2017-02-07 2018-08-09 General Electric Company Hot gas path component with metering structure including converging-diverging passage portions
US11021967B2 (en) * 2017-04-03 2021-06-01 General Electric Company Turbine engine component with a core tie hole
US10830049B2 (en) 2017-05-02 2020-11-10 Raytheon Technologies Corporation Leading edge hybrid cavities and cores for airfoils of gas turbine engine
US11098596B2 (en) 2017-06-15 2021-08-24 General Electric Company System and method for near wall cooling for turbine component
US20190024520A1 (en) 2017-07-19 2019-01-24 Micro Cooling Concepts, Inc. Turbine blade cooling
US10450873B2 (en) 2017-07-31 2019-10-22 Rolls-Royce Corporation Airfoil edge cooling channels
US10577944B2 (en) * 2017-08-03 2020-03-03 General Electric Company Engine component with hollow turbulators
US10458253B2 (en) 2018-01-08 2019-10-29 United Technologies Corporation Gas turbine engine components having internal hybrid cooling cavities
US20190218917A1 (en) * 2018-01-17 2019-07-18 General Electric Company Engine component with set of cooling holes
US10704396B2 (en) 2018-01-22 2020-07-07 Raytheon Technologies Corporation Dual-wall impingement cavity for components of gas turbine engines
WO2019177598A1 (en) * 2018-03-14 2019-09-19 General Electric Company Cooling assembly for a turbine assembly
US11339968B2 (en) 2018-08-30 2022-05-24 General Electric Company Dual fuel lance with cooling microchannels
US10767492B2 (en) 2018-12-18 2020-09-08 General Electric Company Turbine engine airfoil
US11015456B2 (en) 2019-05-20 2021-05-25 Power Systems Mfg., Llc Near wall leading edge cooling channel for airfoil
US11371360B2 (en) 2019-06-05 2022-06-28 Raytheon Technologies Corporation Components for gas turbine engines

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