CN1749532A - 冷却涡轮叶片台座的设备和方法 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮叶片(10)包括在翼型(12)和柄(14)之间交界处的台座(11)。台座设置有多个由冲击冷却板(54、56、58)沿着台座下侧覆盖的空腔(30、38、46)。通过邻近叶片之间的空隙供给的清洁空气通过冲击板中的孔(72、74、76)冲击冷却台座的相对壁部。空腔中的冷却空气通过台座中的薄膜冷却孔沿着暴露于热燃气通道中热燃气的台座表面形成绝缘空气的薄膜。

Description

冷却涡轮叶片台座的设备和方法
技术领域
本发明涉及对涡轮翼型和叶片的柄之间交界面处的叶片台座进行冷却，尤其涉及用于使冷却介质流动以对叶片台座进行冲击冷却和对流冷却的设备和方法。
背景技术
多年来，燃气轮机不断向着增加入口燃烧温度以改善输出和发动机效率的趋势发展。随着燃气通道的温度升高，叶片台座会逐渐出现一些问题，包括氧化、空转和低循环疲劳断裂。在某些涡轮机中，温度入口的外形使台座看起来接近于叶片栅的最高入口温度。随着这些叶片的温度不断升高，叶片台座上的潜在问题也不断加剧。
在许多现有的叶片设计中，由于燃烧温度较低所以并不需要主动对台座进行冷却。来自上游喷嘴侧壁的薄膜冷却量也往往会由于入口温度外形的“中心线偏移”而降低台座附近的温度。新型的叶片设计使用了薄膜冷却，通过在台座上钻孔并使用压缩机排放气体而使在暴露于热燃气通道的台座表面上的薄膜空气层流动，以保护其不受流动通道高温的影响。不过，这只限制于下述区域，即有足够的压力引入空气从而薄膜冷却暴露于热燃气流通道的台座表面部分的区域。许多当前的叶片设计仅具有足够的压力以薄膜冷却台座的尾部，在此部分处燃气流动通道空气已被加速从而降低本地静压。因此，需要将台座温度减小到一定程度，以满足部件寿命或耐久性要求，包括氧化、空转和低循环疲劳断裂。
发明内容
根据本发明的优选方面内容，提供了一种具有翼型、柄以及叶片柄和叶片翼型之间交界处的台座的涡轮叶片，所述台座包括至少一个由冲击板沿着台座下侧封闭的空腔，所述空腔由台座的相对壁部隔开，相对壁部的表面暴露于并部分地限定了通过涡轮的热燃气流通道，冲击板包括多个冲击冷却孔，所述孔用于将冷却介质导引通过孔而进入空腔中，并朝着相对壁部冲击冷却台座，多个通过壁部的孔与空腔中的冷却介质相连通，以用于薄膜冷却沿着热燃气流通道暴露的台座表面。
根据本发明的另一优选实施例，提供了一种冷却涡轮叶片的台座的方法，其步骤包括：(a)在台座中设置空腔；(b)通过沿台座的下侧固定冲击板而关闭空腔，所述空腔由台座的相对壁部隔开，相对壁部的表面暴露于并部分地限定通过涡轮的热燃气流通道；(c)使冷却介质通过形成于冲击板的冷却孔流入空腔并将冷却介质导引至相对壁部以冲击冷却台座；以及(d)使空腔中的冷却介质流动通过壁部中的薄膜冷却孔，从而沿着热燃气流动通道薄膜冷却台座的表面。
附图说明
图1是根据本发明实例所述的叶片的透视图；
图2是沿图1的线2-2截取的剖视图，图中分解示出邻接于台座中的空腔的冲击板和薄膜冷却孔；
图3是对流和冲击冷却流的示意性表示图；
附图中，10叶片，11台座，12翼型，14柄，38第二空腔，56第二冲击板，57第二相对壁，74孔，30、38、46空腔，54、56、58冲击板，55、57、59壁部，60、62、64冷却孔，72、74、76孔
具体实施方式
参照附图，尤其参照图1，涡轮叶片10包括翼型12和柄14，柄14上带有处于翼型12和柄14交界处的台座16。当然，翼型12从台座16沿径向向外延伸，并分别包括前缘18和后缘20。柄14下方是形成叶片基座部分的楔形榫22。需要理解的是，叶片10以圆周方向相间隔的方式排列，并位于未示出的涡轮转子轮的边缘中的一般具有相对应形状的楔形凹槽中。所谓的反射翼密封24设置于叶片10的柄14的前后表面上，与常规的密封用途相同。一般来讲，冷却介质，例如压缩机排放空气，设置于叶片的基部，并沿着叶片柄循环并穿过翼型从而冷却翼型。冷却介质一般通过翼型尖部和/或沿着尾缘排放到热燃气流动通道中。需要理解的是，转子轮的间隔也由压缩机排放空气进行清洁，该排放空气可延伸入邻近叶片之间的凹入处15。该清洁空气也为本台座冷却系统提供了冷却空气。柄凹入处中的静压和燃气通道中的静压之间的压力比足够提供冷却空气流，从而对流地冷却台座，并且也提供了冷却空气薄膜，即，沿着暴露于热燃气流动通道的台座表面的绝缘冷却薄膜。
台座16的下侧尤其设置有一个或多个与柄凹入处15相连通的空腔，具有侧壁的空腔部分地沿着空腔的下侧限定了翼型的形状。例如，如图2所示，第一空腔30沿着台座16的下侧形成，并且部分地限定了翼型12的压力侧的边缘。也就是说，空腔30包括内壁32，当空腔30形成时内壁32沿台座的下侧形成了翼型20的连续的压力侧壁。空腔30也由前缘壁部分34和斜线面壁部分36限定。
沿台座16的下侧设置有附加的空腔，该空腔同样部分地限定了翼型的边缘。例如，空腔38形成于台座16的下侧，并具有内壁40，该内壁限定了邻近翼型后缘20的翼型12的连续吸入侧。空腔38也由后壁42和斜线面壁44限定。同样地，第三空腔46形成于邻近台座前缘的台座16的下表面中，并且部分地在台座下侧形成连续的翼型吸入侧。空腔46因此包括限定翼型表面的吸入侧边缘的壁部48和分别形成台座的前缘和斜线面部分的壁部50和52。
图2所示的冷却介质通道最好具有曲折的构造。也就是说，翼型冷却通道从台座中延伸并且在连续通道中不断变换，一般为通过并沿着翼型径向向外和向内变换。各种通过翼型的通道形成用于叶片翼型的冷却回路，没有形成本发明的部分。完全可以说，翼型冷却回路可关闭，例如，当燃气用于冷却目的通过翼型中的曲折通道供给并返回时。当诸如空气的冷却介质流过通道从而在翼型尖部和/或沿着翼型后缘排放时，翼型冷却回路也可打开。
如图2所示，每个空腔30、38和46都包括冲击外壳板。例如，空腔30包括位于空腔30下方的冲击外壳板54。空腔38具有在空腔38下方的冲击外壳板56，空腔46具有在空腔46下方的冲击板58。冲击板通过相应空腔的相对壁部55、57和59而隔开。如图所示，每个冲击板54、56和58都分别具有冲击孔60、62和64。需要理解的是，冲击孔传送冷却介质，例如叶片之间的凹入处15中的清洁空气，进入相应空腔中，所述空腔用于使冲击冷却流相对于台座的背侧流动，即台座的相对壁部55、57和59。这些冲击流形成了冷却空气射流，该射流在台座的背侧上产生高的热传输系数，从而对暴露于热燃气流动通道的台座表面进行冲击和对流冷却。一旦空气流冲击了台座的背侧，如图3的箭头68所示，那么冷却介质就在空腔中流动以如箭头70所示对流冷却台座表面。下一步，气流通过台座借助每个空腔中的薄膜冷却孔而分别排出，例如空腔30、38和46中的孔72、74和76。这些冷却孔沿着暴露于热燃气流通道中的热燃气的台座表面形成了空气薄膜或空气层。该冷却层使叶片台座绝缘于热流动通道燃气。
需要理解的是，冲击板可通过铜焊、焊接或者其他类型的机械固定方法稳固地固定于台座上。如上所述，薄膜冷却空气的流动沿着暴露于邻近翼型的压力和吸入侧的热燃气的台座表面而进行。
虽然本发明已经通过通常认为是最实用和最优选的实施例进行了说明，但是需要理解的是，本发明并不局限于所公开的实施例，相反，本发明意在覆盖包括在附权利要求精神和范围内的各种修改和等价结构。

Claims (10)

1、一种涡轮叶片(10)，具有翼型(12)、柄(14)和处于所述叶片柄和所述叶片翼型之间交界处的台座(11)，所述台座包括至少一个由冲击板(54、56、68)沿着所述台座的下侧关闭的空腔(30、38、46)，所述空腔由所述台座的相对壁部(55、57、59)隔开，所述相对壁部的表面暴露于并且部分地限定通过所述涡轮的热燃气流通道，所述冲击板包括多个冲击冷却孔(60、62、64)，用于将冷却介质通过所述孔导入所述空腔中并朝着所述相对壁部以冲击冷却所述台座，以及通过所述壁部的多个孔(72、74、76)，用于与所述空腔中的冷却介质相连通，从而薄膜冷却沿着所述热燃气流动通道暴露的台座表面。
2、根据权利要求1所述的涡轮叶片，其中所述空腔(30、38、46)位于邻近所述叶片的压力侧的所述台座中。
3、根据权利要求1所述的涡轮叶片，其中所述空腔(30、38、46)位于邻近所述叶片的吸入侧的所述台座中。
4、根据权利要求1所述的涡轮叶片，包括由第二冲击板(56)沿着所述台座下侧关闭的台座中的第二空腔(38)，所述空腔由所述台座的第二相对壁部(57)隔开，所述第二相对壁部的第二表面暴露于并且部分地限定通过所述涡轮的热燃气流通道，所述第二冲击板包括多个冲击冷却孔(62)，用于将冷却介质通过所述孔导入所述第二空腔中并朝着所述第二相对壁部从而冲击冷却所述台座，以及通过所述第二壁部的多个孔(74)，用于与所述第二空腔中的冷却介质相连通，从而薄膜冷却沿着所述热燃气流动通道暴露的第二台座表面。
5、根据权利要求4所述的涡轮叶片，其中所述第一和第二空腔(30、38)位于邻近所述叶片的吸入侧的所述台座中。
6、根据权利要求4所述的涡轮叶片，其中所述第一和第二空腔(30、38)位于邻近所述叶片的吸入侧和压力侧的所述台座中。
7、根据权利要求1所述的涡轮叶片，包括由所述第二和第三冲击板(56、58)沿着所述台座下侧关闭的所述台座中的第二和第三空腔(38、46)，所述空腔由所述台座的相对第二和第三壁部隔开，所述第二和第三相对壁部的各个表面暴露于并且部分地限定通过所述涡轮的热燃气流通道，所述第二和第三冲击板包括多个冲击冷却孔(62、64)，用于将冷却介质通过所述孔分别导入所述第二和第三空腔中并朝着所述第二和第三相对壁部以冲击冷却所述台座，以及通过所述第二和第三壁部的多个孔(74、76)，用于与所述第二和第三空腔中的冷却介质相连通，从而薄膜冷却沿着热燃气流动通道暴露的各个台座表面。
8、根据权利要求7所述的涡轮叶片，其中所述一个空腔(30)位于邻近所述叶片翼型压力侧的台座中，所述第二和第三空腔(38、46)位于邻近所述叶片翼型吸入侧的台座中。
9、一种冷却涡轮叶片(10)的台座的方法，其步骤包括：
(a)在所述台座中设置空腔(30、38、46)；
(b)通过沿所述台座下侧固定冲击板(54、56、58)而关闭由所述台座的相对壁部隔开的空腔，所述相对壁部的表面暴露于并且部分限定通过所述涡轮的热燃气流通道；
(c)使冷却介质流过形成于所述冲击板中的冷却孔(60、62、64)以进入所述空腔，并且朝向所述相对壁部导引所述冷却介质以冲击冷却所述台座；并且
(d)使所述空腔中的冷却介质通过所述壁部中的薄膜冷却孔(72、74、76)从而薄膜冷却沿所述热燃气流通道的所述台座的表面。
10、根据权利要求9所述的方法，包括在所述台座中设置第二空腔(38)，通过沿着所述台座下侧固定第二冲击板(56)关闭所述第二空腔，所述空腔由所述台座的第二相对壁部隔开，所述第二相对壁部部分限定通过所述涡轮的热燃气流通道，使冷却介质通过形成于所述第二冲击板的所述冷却孔(62)导入所述第二空腔中并朝着所述第二相对壁部导引所述冷却介质以冲击冷却所述台座，并且使所述第二空腔中的冷却介质通过所述第二空腔的相对壁部的薄膜冷却孔(74)从而薄膜冷却沿着热燃气流动通道暴露的台座表面。
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DE (1) DE102005044183A1 (zh)

Cited By (4)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102444432A (zh) * 2010-09-30 2012-05-09 通用电气公司 用于冷却涡轮转子叶片平台区的装置与方法
CN102454427A (zh) * 2010-10-29 2012-05-16 通用电气公司 用于冷却涡轮转子叶片的平台区域的设备、系统和方法
CN102619573A (zh) * 2010-09-30 2012-08-01 通用电气公司 用于冷却平台区域的装置和方法
CN103518037A (zh) * 2011-05-06 2014-01-15 斯奈克玛 涡轮发动机中的涡轮喷管

Families Citing this family (26)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US7446350B2 (en) * 2005-05-10 2008-11-04 International Business Machine Corporation Embedded silicon germanium using a double buried oxide silicon-on-insulator wafer
US7569172B2 (en) * 2005-06-23 2009-08-04 United Technologies Corporation Method for forming turbine blade with angled internal ribs
US8016546B2 (en) 2007-07-24 2011-09-13 United Technologies Corp. Systems and methods for providing vane platform cooling
FR2927356B1 (fr) * 2008-02-07 2013-03-01 Snecma Aubes pour roue a aubes de turbomachine avec rainure pour le refroidissement.
CH700687A1 (de) 2009-03-30 2010-09-30 Alstom Technology Ltd Gekühltes bauteil für eine gasturbine.
US8206109B2 (en) * 2009-03-30 2012-06-26 General Electric Company Turbine blade assemblies with thermal insulation
US8647064B2 (en) 2010-08-09 2014-02-11 General Electric Company Bucket assembly cooling apparatus and method for forming the bucket assembly
US9416666B2 (en) 2010-09-09 2016-08-16 General Electric Company Turbine blade platform cooling systems
US8851846B2 (en) 2010-09-30 2014-10-07 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8777568B2 (en) * 2010-09-30 2014-07-15 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8684664B2 (en) * 2010-09-30 2014-04-01 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8794921B2 (en) 2010-09-30 2014-08-05 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8814518B2 (en) 2010-10-29 2014-08-26 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
US8636471B2 (en) 2010-12-20 2014-01-28 General Electric Company Apparatus and methods for cooling platform regions of turbine rotor blades
GB201105105D0 (en) * 2011-03-28 2011-05-11 Rolls Royce Plc Gas turbine engine component
US8734111B2 (en) 2011-06-27 2014-05-27 General Electric Company Platform cooling passages and methods for creating platform cooling passages in turbine rotor blades
US8845289B2 (en) 2011-11-04 2014-09-30 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8870525B2 (en) 2011-11-04 2014-10-28 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8858160B2 (en) 2011-11-04 2014-10-14 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US8840370B2 (en) 2011-11-04 2014-09-23 General Electric Company Bucket assembly for turbine system
US9022735B2 (en) 2011-11-08 2015-05-05 General Electric Company Turbomachine component and method of connecting cooling circuits of a turbomachine component
US9500099B2 (en) * 2012-07-02 2016-11-22 United Techologies Corporation Cover plate for a component of a gas turbine engine
US9169733B2 (en) 2013-03-20 2015-10-27 General Electric Company Turbine airfoil assembly
US9810070B2 (en) 2013-05-15 2017-11-07 General Electric Company Turbine rotor blade for a turbine section of a gas turbine
US9957894B2 (en) * 2015-02-20 2018-05-01 United Technologies Corporation Outer diameter platform cooling hole system and assembly
US10260356B2 (en) * 2016-06-02 2019-04-16 General Electric Company Nozzle cooling system for a gas turbine engine

Family Cites Families (9)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
KR100364183B1 (ko) * 1994-10-31 2003-02-19 웨스팅하우스 일렉트릭 코포레이션 냉각된플랫폼을구비한가스터빈블레이드
FR2758855B1 (fr) * 1997-01-30 1999-02-26 Snecma Systeme de ventilation des plates-formes des aubes mobiles
JP3411775B2 (ja) * 1997-03-10 2003-06-03 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼
CA2262064C (en) * 1998-02-23 2002-09-03 Mitsubishi Heavy Industries, Ltd. Gas turbine moving blade platform
JP3546135B2 (ja) * 1998-02-23 2004-07-21 三菱重工業株式会社 ガスタービン動翼のプラットフォーム
DE60045026D1 (de) * 1999-09-24 2010-11-11 Gen Electric Gasturbinenschaufel mit prallgekühlter Plattform
FR2810365B1 (fr) * 2000-06-15 2002-10-11 Snecma Moteurs Systeme de ventilation d'une paire de plates-formes d'aubes juxtaposees
US6416284B1 (en) * 2000-11-03 2002-07-09 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same
US6402471B1 (en) * 2000-11-03 2002-06-11 General Electric Company Turbine blade for gas turbine engine and method of cooling same

Cited By (6)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN102444432A (zh) * 2010-09-30 2012-05-09 通用电气公司 用于冷却涡轮转子叶片平台区的装置与方法
CN102619573A (zh) * 2010-09-30 2012-08-01 通用电气公司 用于冷却平台区域的装置和方法
CN102619573B (zh) * 2010-09-30 2015-06-17 通用电气公司 用于冷却平台区域的装置和方法
CN102454427A (zh) * 2010-10-29 2012-05-16 通用电气公司 用于冷却涡轮转子叶片的平台区域的设备、系统和方法
CN103518037A (zh) * 2011-05-06 2014-01-15 斯奈克玛 涡轮发动机中的涡轮喷管
CN103518037B (zh) * 2011-05-06 2016-08-03 斯奈克玛 一种用于涡轮发动机涡轮的扇形喷管和涡轮发动机

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