CN1851239A - 翼型后缘冷却 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮翼型包括由陶瓷模具形成的跨越式延伸腔以及从冷空气腔延伸到后缘的由难熔金属芯形成的槽。难熔金属芯有利于减小槽尺寸并还有利于减小横向通过该槽以便将翼型的压力侧与吸入侧相互连接的支座的尺寸。桨叶具有削减特征，以便暴露在吸入侧壁的内侧上的背面，在背面上形成凹座，以便增强其传热特征。通过光刻工艺制备凹座。

Description

翼型后缘冷却
技术领域
本发明大体上涉及翼型冷却，特别涉及一种用于冷却燃气涡轮翼型后缘的方法和装置。
背景技术
内冷型涡轮引擎部件如桨叶以及叶片的熔模铸造领域已经非常先进。在示范性工艺中，制备具有一个或多个模腔的模具，各模腔的形状一般与要铸造的部件相对应。用于制备该模具的示范性工艺包括使用一个或多个部件蜡型。通过将蜡模制在一般与部件内的冷却通路的正特征(positives)相对应的陶瓷芯上来形成该蜡型。在去壳工艺中，以众所周知的方式在一个或多个这种蜡型周围形成陶瓷壳。可以例如通过在压热器中熔化来去除蜡。这种方法剩下包括具有一个或多个部件限定隔室的壳的模具，该隔室依次包含限定冷却通路的陶瓷芯。随后可以将熔融的合金引入到模具，以便铸造该部件。在冷却和固化该合金后，可以通过机械和/或化学方式从模制的部件去除壳和芯。随后通过一步或多步加工并处理该部件。
陶瓷芯本身通过将陶瓷粉末和粘合材料的混合物注入到硬化的钢模内来对该混合物进行模制形成。在从钢模移出后，湿砂芯进行热后加工，以去除粘合剂并进行烧制以便一同烧结陶瓷粉末。向精细冷却特征发展的趋势是蜡芯制造技术。精细特征很难制造并且/或者一旦制造了可能证明是易碎的。Shah等人的公开转让的共同未决美国专利No.6,637,500公开了陶瓷和难熔金属芯结合的一般用途。在这种芯及其制造技术中还有进一步改进的余地。
由于其易碎性并且因为无法以可接受的铸造产量生产厚度尺度小于大约0.012-0.015英寸的芯，目前所使用的陶瓷芯限制了铸造设计。
后缘削减(cut back)的几何形状是在翼型设计中最多使用的冷却结构之一。这种优选应用是从两个实际观点发展而来的。第一，由于后缘更薄与这种桨叶的相关的空气动力损失最小。第二，通过在后缘使用气膜冷却减小了对部件的翼型高压侧热负载。
后缘厚度越小导致翼型压力侧和吸入侧之间的压力差越小。没有削减的后缘结构，被称作中线冷却后缘，其压力侧到吸入侧的压力比为大约1.35，使得后缘厚度在0.050英寸的量级。对于这些中线排放设计，在50％的径向跨度处的总压力损失可以高达3.75％。相对较高压力损失导致不想要的高空气动力损失。减小这些损失的实用方法是使用具有削减长度的压力侧喷射后缘结构。在这种结构中，后缘的厚度可以小到0.030英寸，以便减小空气动力损失。在转让给本专利的受让人的美国专利4,601,638中显示了典型的这种削减设计，本申请通过参考结合了该专利。
在这种情况下，存在若干种在后缘控制传热的内部冷却设计特征。总结起来如下：(1)冷却通路尺寸；(2)冷却通路内的内部冷却特征；(3)后缘边缘厚度分布；(4)压力侧后缘凸部厚度；(5)压力侧地带粗糙度，以及(6)槽气膜冷却覆盖率。应该注意到，对于中线排放后缘设计只能有效地使用因素(1)和(2)，而对于具有削减后缘的压力测喷射设计可以使用所有因素(1)到(6)。在压力侧喷射设计中，对于整个后缘区域而言，由于改善的金属温度分布还改善了热-机械疲劳度以及蠕变寿命。
一般说来，翼型压力侧上的外部热负载是吸入侧的大约两倍，并且因而压力侧疲劳更可能出现在翼型的压力侧。在循环条件下，还可能在压力侧更快地出现裂缝集结。
因为翼型后缘由于其热质量较低而比翼型的剩余部分响应得更快，这些区域特别容易出现疲劳故障。裂缝集结导致与热-机械疲劳断裂的连接从后缘开始并传播。随着裂缝传播，在整个桨叶上出现负载调整，将负载重新分布到后缘的其它部分。由于离心负载保持不变，这种情况对于旋转的桨叶特别正确。随着由于断裂负载而引起的承载桨叶面积减小，负载调整导致过载情况或者桨叶内的应力超过材料的屈服应力。材料开始塑性变形，甚至在翼型的较冷部分。这种情况是导致桨叶释放和故障的所有可能的不可逆效应。因而选择后缘压力侧喷射设计用于冷却桨叶后缘区域变得至关重要。
在燃气涡轮翼型设计中已经在后缘区域使用了内部冲撞结构。一般说来，允许冷空气通过加强筋横越开口使得喷气冲撞到后续加强筋和周围的壁上。经这些横越冲撞开口的流动加速度很高。冷却流马赫数廓线遵循冷却静态压力廓线，其中这些开口处假设几乎步进式廓线。步进式廓线并不是所需要的，因为它们导致桨叶壁处的内部传热系数的峰值相对较高。换句话说，在翼型后缘壁内获得金属温度相对较低而内部传热系数较高的区域。此时，内部对流传热系数较低的其它区域导致相对较高的金属温度。这些金属温度差异导致高的热应变，热应变结合起飞过程中的翼型内的瞬时热应力转而在翼型后缘导致不需要的热-机械疲劳问题。
发明内容
简要地说，根据本发明的一方面，提供了一种用于改善沿翼型后缘的马赫数、静态压降以及内部传热系数分布的内部廓线的后缘冷却设计。
根据本发明的另一方面，通过使用难熔金属芯在靠近后缘的翼型壁之间的内部通道内形成多个相对较小的支座，以便由此提供改进的冷却特征并且在翼型后缘避免步进式廓线和与它们相关的高热应变以及机械疲劳。
通过本发明的又一方面，将压力侧凸部的吸入侧壁后部的内表面制成粗糙表面，以增强该位置处的冷却传热系数。在一种形式中，为此在该表面上形成多个凹座。
在下文所述的附图中描述了优选实施例，然而在不脱离本发明的精神和范围的情况下，可以进行各种其它修改以及形成备选结构。
附图说明
图1是从高压涡轮桨叶芯的压力侧显示根据本发明一方面的后缘支座芯的剖面图；
图2是从高压涡轮桨叶芯的吸入侧显示根据本发明一方面的后缘支座芯的剖面图；
图3是用于更详细显示支座的一部分陶瓷芯的放大示意图；
图4是具有冷空气通道以及根据本发明一方面的支座的涡轮桨叶的部分截面示意图；
图5a-图5c图是根据本发明进行处理以便在桨叶的后缘上获得凹座的难熔金属芯；
图6是具有以该方法形成的凹座的桨叶后缘的部分平面示意图。
具体实施方式
使用难熔金属芯(RMC)铸造技术与利用陶瓷模具进行铸造的现有技术方法相比具有一定的优点。在转让给本发明的受让人的美国专利公开US2003/0075300 A1内公开了这种工艺，本申请通过参考结合了该专利公开。
申请人所认可的这种RMC铸造技术的优点之一是可以将单个元件做得比传统铸造技术小得多，并且可以将特征指定成几乎任何形状。因而，申请人利用这种技术生产精确且改进的后缘冷却通道。
参照图1和图2，显示了一种使用耐火金属(即，耐火金属芯或RMC)11构造成的涡轮桨叶芯。RMC芯11显示为与限定径向供应腔的陶瓷芯12结合，这两个元件都代表最终铸造部件的负特征(即，它们将是用于冷空气流动的内部通路，冷空气首先在桨叶内径向并随后经多个将要描述的支座并最后流出桨叶后缘)。
在图1和图2中还显示了具有多个支座以及将要描述的流导向岛的最终铸造部件13。在图1中显示了从压力侧的组合示意图，在图2中显示了从吸入侧的示意图。在这点上，应该意识到，吸入侧上的后缘14比压力侧的后缘16向后延伸得更远，该差异通常被称为削减，一种通常用于有效冷却涡轮桨叶后缘的特征。
在图1-图4中显示为19的第一行支座，其由RMC芯11中的第一行开口形成，相对较大(即，在0.025”×0.055”的量级)，以便在翼型的压力侧壁和吸入侧壁之间形成较好的结构连接(structuraltie)。显示为21第二行支座(即那些由RMC中的第二行孔形成的支座)同样相对较大并作为过渡支座。
从前两行支座向下游移动，具有若干行显示为22、23、24和26的相对较小的紧密填充的支座阵列。这些支座由RMC芯11的相应行的开口形成。使用较小的较高密度的支座是想形成平滑过渡以及压降，产生更连续的传热系数分布。在这点上，与利用传统的芯铸造制成的支座的尺寸和密度的比较是适当的。利用传统的芯铸造，柱状支座的直径局限为大于0.020英寸，并且支座之间的间距局限为大于0.020英寸。在实践中，由于生产速率低，这两个尺度由于芯的易碎性而都远大于此。相反，利用RMC铸造，柱状支座的直径远低于0.020英寸并且可以小到0,009英寸。类似地，利用RMC铸造，支座之间的间隙可以减小到远低于0.020英寸并且可以减小到0.010英寸。利用这些减小的直径和间距，可以获得充分改进的压力、马赫数以及传热系数的均匀廓线。
尽管支座显示为在截面上是圆形，但如果需要它们还可以是椭圆形、跑道形、正方形、矩形、菱形、三叶草或希望的类似形状。
关于相邻支座之间的间距，可以意识到，支座之间最近的间距在一行内，例如在图3中由行26内的相邻支座之间的尺度d所示的。尽管相邻行之间的距离以及相邻行的相邻支座之间的距离显示为大于距离d，但是应该理解这些距离也可以减小到接近最小距离0.010英寸。
为了减小空气动力损失，该损失降低了涡轮效率，希望使涡轮翼型的后缘尽可能地薄。在图4中显示了一种成功的方法，其中压力侧壁31非连续地短于后缘32并且依靠来自槽34的气膜冷却将吸入侧壁33保持在所需温度以下。此时，在压力侧壁31和吸入侧壁33上方传递的外侧箭头代表热气路径空气，而经槽34传递的箭头表示来自翼型的内部冷却线路的冷空气。
如应理解的，图4实施例是通过使用陶瓷芯和RMC芯制造的涡轮桨叶的后部的截面示意图。也就是说，通过传统的陶瓷芯形成供应腔35，而利用耐火金属芯形成通道或槽34。在这点上，应该理解，尽管支座行19、21、22、23、24以及26都在本示意图中显示，但为了便于描述，由于它们位置交错，在特定的平面内并没有切过所有的支座。
除了上文所讨论的支座的小直径外，使用RMC还便于尺度明显减小的通道或槽34的形成。当然，这是由于使用了比利用传统芯铸造所实现的更薄的RMC。也就是说，通过比较，使用传统铸造技术的典型后缘支座阵列包括具有更大特征的相当厚的芯，以便在生成芯时允许陶瓷料浆完全填充芯模，以便在制造过程中防止陶瓷芯破裂。使用传统技术，最终铸造部件经过后缘的流动通道更宽并且流动通道中的特征更大。这种情况产生了对流冷却效力更低的高后缘冷空气流。为了更加具体，使用传统芯铸造的槽宽度W(即铸造芯的厚度)在逐渐减小到最薄点后必须大于0.014英寸，而使用RMC铸造，通道34的宽度W在其总长度上可以在0.010-0.014英寸的范围内。这种槽尺寸的减小可以明显增强翼型后缘冷却中的内部冷空气流的效力。
上述支座和槽的描述是关于用于向桨叶的后缘导引冷空气流的桨叶内部通道。现在将针对更靠近桨叶后缘的外部区域讨论本发明的另一特征。
应该理解，翼型最后缘32的唯一冷却机制是冷空气与靠近后缘32的吸入侧壁35上的金属之间的对流传热。这种冷却可以通过以下方法更加有效：1)增加后缘流，这通常不是所希望的，2)减小后缘流的温度，这取决于吸入侧壁35上游的内部冷却线路，或者3)增加靠近后缘32的吸入侧壁35处的对流传热系数。第三种选择是通过在吸入侧壁33的削减部分35产生正凹座或类似特征的粗糙度实现的。基于实验性研究，评估到这种粗糙度可以增加对流传热的因子大约为1.5。
在图5a、图5b、图5c以及图6中显示了用以使用难熔金属芯产生后缘槽粗糙度的制造方法。尽管该讨论具体到正半球凹座，但可以使用同种方法形成不同形状的正特征，以便实现相同的冷却目的。例如可以使用长条、星型图案等。
如图5a所示，利用压模37覆盖难熔金属芯36，使用光刻(一种能够获得精确的小型特征的工艺)去除部分38。光刻的开口38优选为圆形，以便形成一部分球的形式的凹座。随后将压模RMC浸没在将未覆盖掩膜的RMC部分蚀刻掉的化学溶剂中。
如图5b所示，随后这些蚀刻区域在RMC36内形成深度取决于RMC留在化学蚀刻溶剂内的时间的圆形凹陷39。随后清洗RMC并用来作为铸造翼型的芯。
图5c显示了结果，其中如图5c和图6所示在RMC削减表面35上形成外表面为一部分球形状的凹座。应该看见并理解，凹座41的尺寸与槽34相比很小。例如，发现可以满意运行的设计是其中凹座为脚印(foot print)直径在0.005”-0.020”范围内、高度在0.002”-0.008”范围内、相邻凹座之间的间距在0.010”-0.040”范围内的部分球形式的设计。
作为在后缘槽粗糙度上使用凹座的潜在好处的示例，考虑典型商用高压涡轮第一桨叶的后缘冷却。假定冷空气流的量相同，如果由于附加正凹座，槽的吸入侧壁处的对流传热的增加因子为1.5，最后缘处的金属温度将减小60°F。这是用于减小空气流以增加部件寿命非常明显的潜力。
尽管已经参照附图所示的优选方式详细显示并描述了本发明，但本领域技术人员应该理解，在不脱离由权利要求限定的本发明的精神和范围的情况下可以在细节上进行各种改变。

Claims (20)

1.一种包括带有跨越式延伸的下游边缘的压力侧壁以及带有下游后缘的吸入侧壁的翼型，所述下游边缘与所述后缘分离以暴露所述吸入侧壁的背面，所述翼型包括：
在所述压力侧壁和所述吸入侧壁之间限定的跨越式冷空气腔；
设置在所述腔下游的后缘区域；
将所述冷空气腔液态相互连接到所述后缘区域的跨越式延伸槽；
其中，所述槽包括在所述吸入侧壁和所述压力侧壁之间延伸的并经过所述槽的多个支座，所述支座设置在跨越式延伸行内，最上游的行内的支座截面尺度较大，并且更下游的行内的支座的截面尺度较小。
2.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于：所述更下游的行包括多个截面尺寸基本相同的支座行。
3.根据权利要求2所述的翼型，其特征在于：所述支座的截面尺度小于0.020英寸。
4.根据权利要求3所述的翼型，其特征在于：所述支座的截面尺度在0.009-0.020英寸的范围内。
5.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于：各行中相邻支座之间的间隙不超过0.021英寸。
6.根据权利要求5所述的翼型，其特征在于：所述间隙在0.010-0.021英寸的范围内。
7.根据权利要求1所述的翼型，其特征在于：所述槽沿其总长度的宽度小于0.014英寸。
8.根据权利要求7所述的翼型，其特征在于：所述槽沿其总长度的宽度在0.010-0.014英寸的范围内。
9.一种翼型，包括由压力侧壁和吸入侧壁限定在两侧的径向延伸的冷空气腔，
设置在所述腔的下游并带有纵向延伸的冷空气槽的后缘区域，
所述吸入侧壁具有下游后缘而所述压力侧壁具有与所述下游后缘分离的跨越式延伸的下游边缘，以便暴露所述吸入侧壁的背面；
其中所述背面上形成有多个延伸到经所述槽传递的冷空气流内的凸出突起。
10.根据权利要求9所述的翼型，其特征在于：所述凹座为半球形的，并且脚印直径在0.005”-0.020”的范围内。
11.根据权利要求9所述的翼型，其特征在于：所述凹座的高度在0.002”-0.008”的范围内。
12.根据权利要求9所述的翼型，其特征在于：相邻凹座之间的距离在0.010”-0.040”的范围内。
13.一种形成包括带有下游边缘的压力侧以及带有后缘的吸入侧的翼型的方法，所述后缘和所述下游边缘分离以暴露所述吸入侧壁的背面并且来自内部槽的冷空气调整为在其上流动，所述背面上具有多个形成于其上的凹座，所述方法包括以下步骤：
制造代表延伸以在所述背面上通过的槽的难熔金属芯；
利用在与所述背面对应的位置具有多个开口的掩膜覆盖所述难熔金属芯；
在所述开口的区域内向所述掩膜施加化学蚀刻溶剂，以便在所述开口的位置处在所述难熔金属芯内形成多个凹陷；
从所述耐火金属芯去除所述掩膜；以及
利用倾向于填充所述耐火金属芯内的凹陷的金属在所述耐火金属芯上铸造金属，以便在所述翼型的背面形成凹座。
14.根据权利要求13所述的方法，其特征在于：所述凹座为半球形。
15.根据权利要求13所述的方法，其特征在于：所述凹座的脚印直径在0.005”-0.020”的范围内。
16.根据权利要求13所述的方法，其特征在于：所述凹座的高度在0.002”-0.008”的范围内。
17.一种包括压力侧壁、吸入侧壁、前缘和后缘的翼型，所述后缘在所述压力侧壁上被削减，以暴露所述吸入侧壁后面上的开放区域，所述翼型包括：
基本在从所述前缘到所述后缘的方向上延伸的冷空气流动通路，以便导引冷空气流首先从所述压力侧壁和所述吸入侧壁之间的内腔到达所述开放区域并随后到达所述后缘，所述冷空气流通道包括：
多个形成在所述低压侧和所述高压侧之间并通过所述冷空气流通道的支座，所述支座排列在与所述冷空气流大致正交的方向延伸的相邻行内，并且至少一个上游行的支座横截面积大于下游行的支座横截面积。
18.根据权利要求17所述的翼型，其特征在于：所述更下游支座行包括多个截面尺寸基本相等的支座行。
19.根据权利要求17所述的翼型，其特征在于：所述支座的截面尺寸小于0.020英寸。
20.根据权利要求17所述的翼型，其特征在于：所述槽的宽度小于0.014英寸。
CNA2006100794001A 2005-04-22 2006-04-24 翼型后缘冷却 Pending CN1851239A (zh)

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