CN1793616A - 用于冲击冷却的涡轮机部件的灰尘分离 - Google Patents

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Abstract

一种用于气体涡轮发动机的叶片，其具有面对上游的燃烧室的前缘。叶片具有中空区域，其接收用于输送冲击空气的冲击管。冲击管包括径向外部部分和径向内部部分。径向外部部分的端壁相对于涡轮机的旋转轴线成角度，以致从径向外部源进入冲击管的空气使灰尘被导向远离前缘。因而，灰尘更小可能地阻塞前缘空气供应孔。在一个实施例中，内部和外部部分形成为单独的部件，在另一个实施例中，内部和外部部分形成为一个整体。

Description

用于冲击冷却的涡轮机部件的灰尘分离
技术领域
本发明得到政府的支持，由美国海军授予的合同号为N00019-02-C-3003。因而政府在本发明中具有某些权利。
本发明涉及一种冲击管，其接收在涡轮机部件内部，其中冲击管具有内部和外部部分，外部部分被构造为将前缘处的冲击空气的灰尘阻塞降低到最小。在一个实施例中，内部和外部部分形成为单独的部件，在另一个实施例中，内部和外部部分形成为一个整体。
背景技术
涡轮发动机具有许多部件。一种类型的部件是静叶片。叶片位于燃烧室下游的热空气路径中，具有面对热空气的前缘。叶片因而暴露在高温下，要求冷却。一种被用于冷却叶片的方法是成型叶片以便具有中空区域，将冲击管放置在中空区域中。冲击管具有多个孔，其用于向外引导冲击空气到叶片内的点。孔也通过叶片的壁延伸，以便将冲击空气引导到叶片的外部表面上。
该应用涉及在叶片的中空区域中使用的冲击管，其接收来自内部和外部叶片冷却空气的冷却空气。一种从内部和外部供应源供应冲击冷却空气的一个已知方式是使用冲击管，其包括外部部分和内部部分。内部和外部部分的每一个具有大致在叶片内的中间位置处的端壁，端壁通常平行于涡轮机的旋转轴线。外部冷却空气被引入外部部分，内部冷却空气被引入内部部分。冲击管部分和叶片中的孔在邻近叶片的前缘处密集。
已经发现来自径向外部源的空气与来自径向内部源的空气相比携带更多的灰尘。冲击管和叶片上的孔相对较小，有时被冲击气流内部的灰尘阻塞。当该灰尘阻塞前缘附近的孔时，相比希望值更少的空气导入前缘。
发明内容
在本发明已公开的实施例中，叶片接收包括内部和外部部分的冲击管。在一个实施例中，内部和外部部分的端壁形成为不平行于涡轮机的旋转轴线。尤其是，外部部分中的端壁被布置以致与其覆盖间隔朝向后缘的后端部相比，外部部分覆盖较少的叶片前缘。在公开的实施例中，外部部分的端壁通常为平面，成角度地径向向内从前缘朝着后缘移动。在这种方式中，与其在前缘处相比，外部部分具有邻近后端部的更多表面面积。因而，与其流入前缘相比，肮脏的外部冲击空气以更大的体积流入后端部。
内部部分以相反的方式形成，其端壁也径向向内从前缘朝着后缘移动。但是，因为内部部分，该成角度的端壁的效果是相对于导入后端部的空气体积，增加从内部冲击空气源导入前缘的空气体积。
不仅这种形状相对于后端部降低导入前缘的外部冲击气流的体积，而且机械装置和因而产生的流动动力降低到达叶片前缘的灰尘数量。尤其是，当来自外部冲击空气源的空气进入外部部分时，存在的动量致使灰尘沿着成角度的端部被导向远离前缘并朝着外部冲击管的后端部。在现有技术的结构中，灰尘不被导向后端部，当其在后端部时很可能最初就停留在前缘处。同样，在现有技术的结构中，最初在后端部的灰尘能移回前缘处。但是，在本发明中，成角度的端壁将灰尘“钉”在后端部处。这是因为来自楔形的压力载荷。在楔的底部处的净化孔，结合朝向后边缘的面积减少固有的受到抑制的静态压力，创建增加的动态压力载荷，其阻止灰尘从后端部朝着外部部分中的前缘移动。同样，成角度的端壁创建楔形，其起到捕获灰尘的机械装置的作用。成角度的端壁首先将灰尘导入外部冲击管的后端壁，一旦到达该处其被机械钉住，阻止因产生的流动动力而朝着前缘移动。
灰尘因而趋向于被捕获或者退出邻近后端部的外部部分。退出邻近后缘的外部部分的灰尘接着通过邻近后端部的叶片的外部表面上的薄膜孔一起离开叶片。本质上，楔形创建收集部，其或者永久地捕获灰尘，或者允许灰尘退出邻近后端部的叶片，其将阻塞叶片前缘的可能性降低到最小。
尽管本发明公开了以这种方式成角度地通常为平面的端壁，但是也可使用其它形状的外部部分和/或内部部分，只要它们实现以下目的：减少从外部冲击空气源到达叶片前缘的气流。
在第一个实施例中，内部和外部部分形成为单独的部件。在第二个实施例中，内部和外部部分形成为一个整体。
本发明因而降低外部气流内部灰尘的可能性，降低到达叶片前缘的冲击气流。
本发明的这些和其他特征从下面的说明书和附图中将更好理解，下面是简要说明。
附图说明
图1是涡轮发动机一部分的视图。
图2A显示体现本发明的叶片。
图2B是通过叶片的一部分的剖视图。
图3是发明的冲击管组的透视图。
图4显示冲击管的第二实施例。
具体实施方式
气体涡轮发动机20如图1所示。正如已知的，动叶片22围绕中心轴线旋转，接收来自上游的燃烧室的空气。若干静叶片24邻近动叶片22布置。正如已知的，叶片24暴露于非常热的空气，因而冷却空气被导入叶片24。如图所示，存在用于冷却空气的径向内部源26和用于冷却空气的径向外部源28。空气例如通过在前缘处发现的薄膜冷却孔25流出叶片24。其它孔也被发现横贯叶片，但是为了简单并不阐述。已经确定与径向内部源26相比，径向外部源28导入携带更多灰尘的空气进入叶片24。径向线R，下面将被用作参考，可被描述为通常垂直于动叶片22的旋转轴线。
图2A显示叶片24，其具有前缘34，与后缘21间隔的肋32，以及分别的内部托板16和外部托板17。如图所示，中空区域19将接收一个冲击管，另一个冲击管接收在另一个中空区域中，包括邻近前缘34的外部部分36和内部部分40。如图所示，外部部分36具有端部38，内部部分40具有端部42。
如图2B所示，叶片24包括前缘34处的外壁30。如图所示，前缘34暴露于最热的温度中，因为其直接面对燃烧室下游的流动。
来自外部空气源28的冷却空气被导入具有端壁38的外部冲击管部分36。内部冲击管部分40接收来自内部空气源26的空气，具有端壁42。正如从图2A和2B中可察觉的，端壁38和42不垂直于半径R，或者换句话说，不平行于动叶片22的旋转轴线。在现有技术中，端壁38和42平行于动叶片22的旋转轴线。
冲击管部分36和40包括许多冲击气流孔44。孔44被发现横贯冲击空气管部分36和40，但是，在该应用中它们仅在邻近前缘34处被阐述。冲击空气管部分在邻近前缘处具有更大密集度的孔44，因为希望导入最多的冷却空气到前缘处。但是，应该理解其它孔将被发现有间隔地远离冲击管部分36和40。为了阐述方便，这些孔在这些图简单地不作阐述。
如上所述，与在内部气流源26相比，灰尘D在较大程度上在外部气流源28中被发现。在过去，该灰尘堵塞孔，例如孔44和25。这在前缘34处尤其有害。
来自外部气流28的动量携带较重的灰尘微粒D进入后端部35和端壁38之间创建的楔形部，进一步远离外部冲击管孔44的前部和前缘孔25。在现有技术中，因为端壁平行于涡轮机的旋转轴线，所以灰尘微粒不会被导向远离前缘或者被抑制移回前缘，因而最后堵塞邻近前缘34的孔25和44。
本发明以三种方式解释了该关心点。首先，因为端壁38与前缘成角度地向内朝着后端部35，所以在灰尘微粒D上存在动态压力载荷阻止其朝着前缘的移动。其次，因为在后端部35和端壁38之间创建的楔形，灰尘被捕获在冲击管密封严密的角落或者退出后端部35，而不是朝着前缘移动并堵塞孔25和44。再次，外部冲击管部分36的简单几何形状以致与邻近后端部边缘相比，邻近前缘处具有更少的流动横截面积。如从图2可察觉的，径向内部冲击管部分40相反布置是正确的。因而，与其提供给第二端部35相比，径向内部源26提供更大体积的冷却空气给前缘34，同时与其供应给前缘34相比，径向外部源28供应更多的冲击冷却空气给后端部35。这些因素的组合降低了可能到达叶片24的前缘处和外部冲击管部分36处的孔25和44的灰尘数量。
在外部冲击管部分36的端壁38和后端部35之间测量得到的角度A优选地在20°至60°之间。在一个实施例中，角度为36°。重要的是角度小到足够收集灰尘，但是不要大到足够影响通过冲击管的冷却气流。内部部分端部42壁的角度平行于端壁38。
因而，解释了上述讨论的问题。存在更大的可靠性：冲击空气被导入叶片24的前缘34。
图3显示冲击管36和40进一步的细节。
尽管在已公开的实施例中端壁38和42通常为平面，但是实现上述体积流动特性和/或阻止灰尘移动的冲击管部分的其它形状也在本
发明的范围之内。
在上述实施例中，内部和外部部分形成为单独的部件。图4显示一个实施例，其中冲击管的外部部分202和内部部分204形成为一个整体。单个壁206提供上述的特性。
尽管本发明在叶片中公开，但是在其他的涡轮机部件中也有潜在的应用，所述部件接收内部和外部冷却空气流。示例可包括燃烧器衬垫、火焰稳定器、涡轮排气壳等。
尽管本发明的优选实施例已经被公开，但是熟悉本领域的技术人员会意识到某些修改也在本发明的范围之内。因此下面的权利要求书被考虑为确定本发明的真正范围和内容。

Claims (21)

1.一种气体涡轮发动机，包括：
至少一个转子，其围绕中心轴线旋转；
至少一个叶片，所述叶片具有前缘和后缘，所述叶片接收邻近所述前缘的冲击管，所述冲击管具有前缘和间隔远离所述前缘并朝向所述叶片的所述后缘的后端部；
外部空气源，其引导空气从径向外部位置进入所述冲击管，以及内部空气源，其引导空气从径向内部位置进入所述冲击管；以及
所述冲击管包括径向外部部分和径向内部部分，所述径向内部部分接收来自所述内部空气源的空气，所述径向外部部分接收来自所述外部空气源的空气，所述径向内部和外部部分具有冲击空气孔，其用于引导冲击空气到达邻近所述叶片的所述前缘的位置，以及至少所述径向外部部分被构造为与被导向所述前缘的体积相比，其引导更大体积的冲击空气朝向所述叶片的所述后端部。
2.如权利要求1所述的气体涡轮发动机，其特征在于，与导向所述后端部的体积相比，所述径向内部部分引导更大体积的冲击气流朝向所述叶片的所述前缘。
3.如权利要求2所述的气体涡轮发动机，其特征在于，所述径向外部和径向内部部分具有端壁。
4.如权利要求3所述的气体涡轮发动机，其特征在于，所述径向外部部分的所述端壁与所述前缘成角度地在径向内部方向上朝向所述后端部，以致所述径向外部部分的前缘短于所述后端部。
5.如权利要求4所述的气体涡轮发动机，其特征在于，所述径向内部部分的所述端壁与所述前缘成角度地在径向内部方向上朝向所述后端部，以致所述径向内部部分的前缘长于后端部。
6.如权利要求5所述的气体涡轮发动机，其特征在于，所述径向外部部分和所述径向内部部分的所述端壁通常彼此平行。
7.如权利要求4所述的气体涡轮发动机，其特征在于，所述径向外部部分的所述端壁和所述后端部之间的角度在20°至60°之间。
8.如权利要求1所述的气体涡轮发动机，其特征在于，所述径向外部部分和所述径向内部部分形成为单独的部件。
9.如权利要求1所述的气体涡轮发动机，其特征在于，所述外部部分和所述径向内部部分形成为一个整体。
10.一种涡轮机部件，包括：
主体，其具有前缘和后缘，所述主体具有径向外部边缘和径向内部边缘；
冲击管，其接收在所述主体内部，包括径向外部部分和径向内部部分，所述径向内部部分用于接收来自径向内部源的空气，所述径向外部部分用于接收来自径向外部源的空气，所述径向内部和外部部分具有冲击空气孔，其用于引导冲击空气到达邻近所述主体的所述前缘的位置，以及至少所述径向外部部分被构造为与被导向所述前缘的体积相比，其引导更大体积的冲击空气到达后端部，所述后端部间隔远离所述前缘并在一个方向上朝向所述主体的所述后缘。
11.如权利要求10所述的涡轮机部件，其特征在于，所述主体是叶片翼面。
12.如权利要求11所述的涡轮机部件，其特征在于，与导向所述后端部的体积相比，所述径向内部部分引导更大体积的冲击气流朝向所述叶片的所述前缘。
13.如权利要求12所述的涡轮机部件，其特征在于，所述径向外部和径向内部部分具有端壁。
14.如权利要求13所述的涡轮机部件，其特征在于，所述径向外部部分的所述端壁与所述前缘成角度地在径向内部方向上朝向所述后端部，以致所述径向外部部分的前缘短于所述第二端部。
15.如权利要求14所述的涡轮机部件，其特征在于，所述径向内部部分的所述端壁与所述前缘成角度地在径向内部方向上朝向所述后端部，以致所述径向内部部分的前缘长于后端部。
16.如权利要求15所述的涡轮机部件，其特征在于，所述径向外部部分和所述径向内部部分的所述端壁通常彼此平行。
17.如权利要求14所述的涡轮机部件，其特征在于，所述径向外部部分的所述端壁和所述第二端部之间的角度在20°至60°之间。
18.如权利要求10所述的涡轮机部件，其特征在于，所述径向外部部分和所述径向内部部分形成为两个单独的部件。
19.如权利要求10所述的涡轮机部件，其特征在于，所述外部部分和所述径向内部部分形成为一个整体。
20.一种用于降低朝向中空翼面的前缘的灰尘流动的方法，包括以下步骤：
(1)为翼面以及在所述翼面内部的冲击管设置径向外部冲击管部分和径向内部冲击管部分，引导径向外部空气源进入所述径向外部冲击管部分，以及引导径向内部空气源进入所述径向内部冲击管部分；以及
(2)成型所述外部冲击管部分，以致其将灰尘朝向所述径向外部冲击管部分的前缘的移动降低到最少。
21.如权利要求20所述的方法，其特征在于，所述径向外部冲击管部分的端壁被成型，以致与被导向所述前缘的体积相比，更大体积的气流从所述径向外部源被导向所述径向外部冲击管部分的后端部，所述后端部间隔朝向所述翼面的后缘。
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SG (1) SG123662A1 (zh)
TW (1) TWI279487B (zh)

Cited By (1)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104929698A (zh) * 2014-03-20 2015-09-23 阿尔斯通技术有限公司 具有受冷却圆角的涡轮导叶

Families Citing this family (22)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US20100310367A1 (en) 2006-09-28 2010-12-09 United Technologies Corporation Impingement cooling of a turbine airfoil with large platform to airfoil fillet radius
US10286407B2 (en) 2007-11-29 2019-05-14 General Electric Company Inertial separator
US8142153B1 (en) * 2009-06-22 2012-03-27 Florida Turbine Technologies, Inc Turbine vane with dirt separator
EP2418355A1 (en) 2010-08-13 2012-02-15 Siemens Aktiengesellschaft Gas turbine vane
GB201103317D0 (zh) 2011-02-28 2011-04-13 Rolls Royce Plc
JP5683336B2 (ja) * 2011-03-14 2015-03-11 三菱重工業株式会社 ガスタービン
EP2706195A1 (en) * 2012-09-05 2014-03-12 Siemens Aktiengesellschaft Impingement tube for gas turbine vane with a partition wall
CA2949547A1 (en) 2014-05-29 2016-02-18 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
US11033845B2 (en) 2014-05-29 2021-06-15 General Electric Company Turbine engine and particle separators therefore
US9915176B2 (en) 2014-05-29 2018-03-13 General Electric Company Shroud assembly for turbine engine
EP3149310A2 (en) 2014-05-29 2017-04-05 General Electric Company Turbine engine, components, and methods of cooling same
US10036319B2 (en) 2014-10-31 2018-07-31 General Electric Company Separator assembly for a gas turbine engine
US10167725B2 (en) 2014-10-31 2019-01-01 General Electric Company Engine component for a turbine engine
JP5908054B2 (ja) * 2014-11-25 2016-04-26 三菱重工業株式会社 ガスタービン
US10053996B2 (en) * 2014-12-12 2018-08-21 United Technologies Corporation Sliding baffle inserts
US9988936B2 (en) 2015-10-15 2018-06-05 General Electric Company Shroud assembly for a gas turbine engine
US10174620B2 (en) 2015-10-15 2019-01-08 General Electric Company Turbine blade
US10428664B2 (en) 2015-10-15 2019-10-01 General Electric Company Nozzle for a gas turbine engine
US10704425B2 (en) 2016-07-14 2020-07-07 General Electric Company Assembly for a gas turbine engine
US20180328187A1 (en) * 2017-05-09 2018-11-15 General Electric Company Turbine engine with an airfoil and insert
US11661850B2 (en) 2018-11-09 2023-05-30 Raytheon Technologies Corporation Airfoil with convex sides and multi-piece baffle
FR3094743B1 (fr) * 2019-04-03 2021-05-14 Safran Aircraft Engines Aube améliorée pour turbomachine

Family Cites Families (14)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
US3574481A (en) * 1968-05-09 1971-04-13 James A Pyne Jr Variable area cooled airfoil construction for gas turbines
GB1587401A (en) * 1973-11-15 1981-04-01 Rolls Royce Hollow cooled vane for a gas turbine engine
GB1467483A (en) 1974-02-19 1977-03-16 Rolls Royce Cooled vane for a gas turbine engine
US4685942A (en) 1982-12-27 1987-08-11 General Electric Company Axial flow inlet particle separator
US4798515A (en) * 1986-05-19 1989-01-17 The United States Of America As Represented By The Secretary Of The Air Force Variable nozzle area turbine vane cooling
US4962640A (en) 1989-02-06 1990-10-16 Westinghouse Electric Corp. Apparatus and method for cooling a gas turbine vane
US5405242A (en) * 1990-07-09 1995-04-11 United Technologies Corporation Cooled vane
JP3794868B2 (ja) 1999-06-15 2006-07-12 三菱重工業株式会社 ガスタービン静翼
US6543993B2 (en) * 2000-12-28 2003-04-08 General Electric Company Apparatus and methods for localized cooling of gas turbine nozzle walls
US6698180B2 (en) * 2001-08-01 2004-03-02 Rolls-Royce Corporation Particle separator for a turbine engine
US6554563B2 (en) * 2001-08-13 2003-04-29 General Electric Company Tangential flow baffle
US6652220B2 (en) 2001-11-15 2003-11-25 General Electric Company Methods and apparatus for cooling gas turbine nozzles
GB2386926A (en) * 2002-03-27 2003-10-01 Alstom Two part impingement tube for a turbine blade or vane
US6951444B2 (en) 2002-10-22 2005-10-04 Siemens Aktiengesselschaft Turbine and a turbine vane for a turbine

Cited By (2)

* Cited by examiner, † Cited by third party
Publication number Priority date Publication date Assignee Title
CN104929698A (zh) * 2014-03-20 2015-09-23 阿尔斯通技术有限公司 具有受冷却圆角的涡轮导叶
US9896951B2 (en) 2014-03-20 2018-02-20 Ansaldo Energia Switzerland AG Turbine vane with cooled fillet

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