CN1987054A - 涡轮机叶片末端冷却 - Google Patents

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Abstract

一种涡轮机发动机叶片，其包括：装接根部、在该装接根部外侧的平台部、和从该平台部延伸的翼型部。该翼型部具有在前缘和后缘之间延伸的压力侧和吸力侧。内部冷却通道网络包括在该装接根部中的至少一个入口和多个沿该翼型部的出口。该冷却通道网络包括接受第一主干部输送的翼展方向前腔。气流方向腔在该末端内侧。翼展方向输送腔向不包括下程的该气流方向腔提供输送。第二主干部向该翼展方向输送腔提供输送。

Description

涡轮机叶片末端冷却
技术领域
本发明涉及燃气涡轮机发动机，尤其涉及燃气涡轮机发动机叶片的冷却。
背景技术
热控制是涡轮机发动机叶片的设计和制造过程的一重要的考虑因素。叶片通常形成有冷却通道网络。一典型的网络接收流经叶片平台部的冷却空气。该冷却空气流经穿过翼型部中的回转的路径，并且至少一部分冷却空气经翼型部中的开孔离开叶片。这些开孔可包括沿翼型部的压力侧表面和吸力侧表面分布的孔(例如“薄膜孔”)以及这些表面在前缘和后缘处的连接位置的孔。另外的开孔可位于叶片末端。在通常的制造技术中，叶片的主要部分是由铸造和机加工工艺制成的。在铸造过程中，牺牲芯用于形成冷却通道网络的至少主要的一部分。
在涡轮机发动机叶片(特别是高压涡轮机(HPT)部段叶片)中，叶片翼型部的末端区域的热疲劳是一个特别重要的考虑因素。美国专利No.6,824,359披露了沿翼型部的边缘末端区域形成扇形的冷却空气出口通道。未授权的美国专利No.2004/0146401披露了冷却边缘末端部分的空气流经末端腔的壁中的凹凸部分的方向。  美国专利No.6,974,308披露了一种末端标记通道的应用，以便将大量的冷却空气输送到边缘末端部分。
发明内容
依据本发明的一方面，提供了一种涡轮机发动机叶片，其包括：装接根部、在该装接根部外侧的平台部、和从该平台部延伸的翼型部。该翼型部具有在前缘和后缘之间延伸的压力侧和吸力侧。内部冷却通道网络包括在该装接根部中的至少一个入口和多个沿该翼型部的出口。该冷却通道网络包括接受第一主干部输送的翼展方向前腔。气流方向腔在该末端内侧。翼展方向输送腔向不包括下程的该气流方向腔提供输送。第二主干部向该翼展方向输送腔提供输送。
以下参照附图并结合具体实施方式详细描述本发明的一个或多个实施例的细节。本发明的其它的特征、目的、和优点将在以下的详细描述和附图以及权利要求书中更清楚地呈现出来。
附图说明
图1是燃气涡轮机发动机叶片的视图。
图2是用于形成叶片冷却通道的现有技术的第一铸造芯的视图。
图3是用于形成叶片冷却通道的现有技术的第二铸造芯的视图。
图4是用于形成叶片冷却通道的现有技术的第三铸造芯的视图。
图5是依据本发明的原理的芯的第一侧视图。
图6是图5所示的芯的第二侧视图。
图7是借助图5所示的芯而铸造成的叶片的翼型部的视图。
图8是沿图7的线8-8截取的翼型部的截面图。
图9是图7所示的翼型部的空气动力学表面加热的视图。
在各个附图中相同的附图标记和标号表示相同的部件。
具体实施方式
图1示出了具有翼型部22的叶片20(例如HPT(高压涡轮机)叶片)，该翼型部沿从内侧端24到外侧端26的翼展而延伸。叶片具有前缘30和后缘32以及压力侧34和吸力侧36。末端腔38内凹地形成在末端26的其余部分的下面。
平台部40形成在翼型部的内侧端24处，并且局部地形成有经过发动机的芯流动路径的内侧末梢。所谓的“杉树型”的曲折的装接根部42从平台部40的底侧上悬伸，以便将叶片装接到一单独的盘上。一个或多个端口44可形成在根部42的内侧端中，以便接受流入叶片的冷却空气。该冷却空气可流经通道系统并且经大量的沿翼型部的出口流出。如上所述，叶片40可以是许多现有的或未开发出的叶片构型的代表示例。此外，以下所述的本发明原理可应用于其他的叶片构型中。
图2示出了用于铸造现有技术的叶片的通道系统的主要部分的现有技术芯60的示例。该示例性的芯60可由一个或多个模制的陶瓷件彼此组装或组装到附加部件上而形成，该附加部件例如为难熔金属芯。为了简明，芯的方向被认为是相对于使用该芯制成的叶片铸件的相应方向。相似地，芯部分可以被认为是对应于当这些芯部分从铸件中取出使相应通道部分的名称。附加的通道部分可通过钻孔或其它方式加工制成。
芯60从内侧端62延伸到外侧端/末端64。三个主干部66、68、70从内侧端62朝向末端延伸。这些主干部在所制成的叶片的根部内延伸并且形成对应的通道主干部。这些主干部在内侧端处相连接(该内侧端通常是芯的嵌入铸造壳套并超出叶片根部的一部分)。前主干部66连接/延伸到第一翼展方向输送通道部分80，其延伸到末端端部82。该输送通道部分80与前缘冲击室/腔部分84连接。由该部分84铸造成的该腔接受来自由部分80铸造成的输送通道的空气流的冲击输送，该空气流经一系列的由连接柱86铸造成的开孔。该腔随后借助钻或铸造成的出口孔从而冷却翼型部的前缘部分。
第二主干部68连接到一翼展方向通道部分90，其具有与一气流方向的延伸部分92的近端合并的远端。在本说明书中，该部分92是末端标记部分(flag portion)，部分90是标杆部分(flagpole portion)。该标记部分92朝向靠近末端端部的后缘向下游延伸并具有远端/下游端94。部分90的外侧端还连接到一翼展方向下程部分96的前端。在其内侧端处，该下程部分96与朝向外侧端100延伸的上程部分98连接。在工作中，空气经第二主干部通道和由部分90形成的标杆/输送通道向外侧流动。在标杆通道的下游端处，流入标记通道的空气的主要部分最终在靠近其下游端的出口离开。另一部分的空气经下程部分返回内侧并且随后经上程部分向外侧流动。连接器102可具有较小的截面面积并在结构方面上可起到提供芯的刚性的作用。最初由连接器102形成的连接通道可被阻挡(例如由焊珠阻挡)，以便防止空气从主干部直接旁通流向上程部分。
芯部分120可用于铸造末端腔。为了保持该部分120，连接部分122使得该部分120连接到端部82、100和标记部分92上。少量的空气可流经由连接部分122形成的孔并输送给末端腔。
第三主干部70连接到后缘输送通道部分130。沿其后缘末梢，该部分130连接到排出槽形成部分132上。该部分132可与部分130一体地形成或者可以是固定到部分130上的一单件(例如难熔金属芯)。部分130和132的外侧端140和142紧靠标记部分92的内侧端144。在这些部分之间的间隙可在铸造成的叶片中留有一壁(例如，形成在主干部60、70与通道部分90、130之间的壁连续延伸的壁)。该壁使得输送给标记部分的空气被加热，如果标记部分经由后缘通道输送空气的话可能出现这种情况。
图3示出了用于形成叶片的一替代芯160，其中标记部分经由前主干部接受输送并且形成一翼展方向标杆通道，其还向前缘腔提供冲击输送。
图4示出了一替代芯，其中前缘腔接受来自标杆通道的冲击输送和来自前主干部的输送。
图5示出了本发明的从内侧端202延伸到末端端部204的芯200。四个主干部206、208、210、212从内侧端延伸。前主干部206延伸到一翼展方向的通道部分214，该通道部分具有外侧端216。该通道部分214沿其前端面借助多个冷却器220(参见图6)连接到一腔形成部分218上。该部分218具有终端内侧端222和外侧端224。
主干部208延伸到一翼展方向的通道部分230上，该通道部分230具有一带有标记部分234的上游/前端的外侧端连接部232。该标记部分234延伸到终端下游/后端236。
主干部210延伸到一翼展方向的通道部分240上，该通道部分240具有与翼展方向下程部分242连接的远端/外侧端。该下程部分242具有与翼展第二上程部分244的内侧端连接的内侧端。该上程部分244延伸到标记部分234的内侧边缘248的内侧的终端端部246。
最后/后主干部212延伸到一翼展方向的通道部分260。该部分260延伸到与标记内侧边缘248分隔开的外侧终端端部262。芯部分270从芯部分260的后末梢272向下游延伸到后缘274。该芯部分270具有内侧边缘276和外侧边缘278。外侧边缘278与标记部分234的内侧边缘248分隔开。该芯部分270可具有多个开孔阵列以便在翼型部的排出/出口槽口中铸造成多个柱。
一末端腔部分280借助一个或多个连接器282与该芯的其余部分连接。
在示例性的芯200中，主干部及其相应通道部分可由陶瓷整体地模制成一单件结构。该末端腔部分可以是同一部件的一部分，或者分开地模制并且固定到其上，(例如借助连接器282作为安装螺柱)。芯部分270可以在同一陶瓷模制过程中制成，或者单独地形成。例如，芯部分270可以由沿通道部分260的后缘中的槽口固定的难熔金属薄板制成。相似地，标记部分234的终端部分可由难熔金属制成。
图7和8示出了由芯200铸造成的叶片的其它细节。沿翼型部翼展的主要部分，设置有一系列的翼展方向的细长通道或其部分。在示例性的翼型部中，这些包括由芯部分218铸造成的前缘冲击腔310。钻成或铸造成的出口312可延伸到翼型部的压力侧表面或吸力侧表面上。腔310具有终端内侧端316和外侧端318。
朝向下游接下来的是供应通道320，其借助冲击端口322连接到腔310。该供应通道320接受来自主干部206铸造成的专用前主干部323的输送。
标记通道324如图7所示，其翼展方向的标杆/供应通道326如图8所示。标杆通道326从由芯主干部208铸造成的专用主干部327延伸并且定位成紧靠通道320的下游。示例性的标记通道324具有沿气流方向的长度L，即翼型部的气流方向局部长度的主要部分，(例如沿翼型部中间测量)。示例性的标记通道324具有小于该长度的宽度W，(例如L的10-20％)。标记通道324具有内侧330和外侧332以及邻接翼型部的相应压力侧表面和吸力侧表面的压力侧和吸力侧。标记通道324具有一个或多个靠近或正好沿后缘的出口334。
在标杆通道326下游的是由上程340、下程342、和上程344形成的迂回的通道，(它们分别由芯部分240、242、和244铸造成)。上程340接受来自(由芯主干部210铸造成的)专用主干部345的(气流)输送，再以相对于翼型部气流方向部分逆流的方式向下程342和上程344输送。该回路具有邻接标记通道324和标杆通道326的连接部分352的端部或终端350。沿该回路，设置有通向压力侧表面和/或吸力侧表面的(例如钻或铸造成的)出口孔354(参见图8)。(由通道部分260铸造成的)后输送通道360从(由芯主干部212铸造成的)专用主干部361沿翼展方向延伸到上/远端362。(由芯部分270铸造成的)后缘排出槽口370从通道360向下游延伸。该槽口370具有内侧端372和外侧端374以及出口阵列376。
相对于由图2-4所示的芯铸造成的现有技术的翼型部而言，叶片300的通道结构具有以下的一个或多个优点。所希望的是，在冷却空气到达标记通道之前最小程度地加热该冷却空气。这种最小程度的加热涉及多个因素。一个因素是标杆通道相对于压力侧表面34和吸力侧表面36空气动力学加热的区域的位置。图9示出了计算出的吸力侧表面的空气动力学加热区域。精确的热分布取决于翼型部形状和工作参数。然而，对于这些参数给定的并且其它的制造和性能限制给定的情况而言，标杆通道的路径布置可选择成对准相对较低温度的区域400和402，同时避免较大程度地接近高温区域。
对于到达标记末端通道的空气温度和气流量相关的其它因素涉及到其它通道的相互影响。如果标杆通道或其相应主干部直接向另一通道输送气流，影响气流朝向其它通道分流的因素可能影响沿标记末端通道的冷却。例如，在由图3所示的芯160铸造成的翼型部中，前缘冲击腔直接接受来自标杆通道的输送。各种空气动力学考虑因素(包括叶片旋转速度、高度、和燃料供应)可能影响从冲击腔经其出口孔排出的空气量。这又影响可用于标记通道的气流。该影响还可在由图4所示的芯铸造成的翼型部中观察到，其中前缘冲击腔还接受前主干部的输送，与标杆通道分享。相似的影响可在由图2所示的芯60铸造成的翼型部中观察到，其中标杆通道及其相应的主干部向中间的折回的下程/上程回路提供输送。
上述原理可应用于叶片及其相应的发动机或任何半成品的重新设计中。这种叶片的重新设计又可用于新的发动机或制造/改造的情况。叶片的基本的重新设计单独而言保留了根部、平台部、和翼型部的外部轮廓。基于由标记通道提供的可利用的冷却，扩展的重新设计可能改变翼型部的形状。
以上已经描述了本发明的一个或多个实施例。然而，应当理解在不脱离本发明的精神和范围的情况下可作出各种变型。因此，其它的实施例落在后附的权利要求的范围内。

Claims (24)

1.一种涡轮机发动机叶片(20)，其包括：
装接根部(42)；
在该装接根部外侧的平台部(40)；
从该平台部延伸的翼型部(22)，该翼型部具有：
前缘(30)和后缘(32)；
在该前缘和该后缘之间延伸的压力侧(34)和吸力侧(36)；和
末端(26)；和
内部冷却通道网络，其具有：
在该装接根部中的至少一个入口(44)；和
多个沿该翼型部的出口(334、376)；
其中：
该冷却通道网络包括：
翼展方向前腔(310)；
向该翼展方向前腔输送的第一主干部(323)；
在该末端内侧的气流方向腔(324)；
翼展方向输送腔(326)，其向不包括下程的该气流方向腔输送；和
向该翼展方向输送腔输送的第二主干部(327)。
2.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，翼展方向前腔(310)是冲击腔；和
翼展方向冲击输送腔(320)从第一主干部(323)延伸以便向该翼展方向前腔提供冲击输送。
3.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，气流方向腔(324)具有为翼型部的气流方向局部长度的至少60％的气流方向长度(L)。
4.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括：
翼展方向后腔(360)；和
向该翼展方向后腔输送的第三主干部(361)。
5.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括：
中部主体通道，其包括：
第一翼展方向上程(340)；
接受该第一翼展方向上程的输送的翼展方向下程(342)；和
接受该翼展方向下程的输送的第二翼展方向上程(344)；
向该第一翼展方向上程输送的第三主干部(345)；
翼展方向后腔(360)；和
向该翼展方向后腔输送的第四主干部(361)。
6.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，该叶片形成为单体铸件。
7.如权利要求1所述的叶片，其特征在于，还包括：
部分地接受该第一主干部的输送并部分地接受该第二主干部的输送的末端腔(38)。
8.一种用于冷却涡轮机发动机叶片(20)的翼型部(22)的方法，其包括：
使得多个主干部气流流入该翼型部；和
使得所述主干部气流中的一气流以0-20％分流流入在该末端(26)内侧的不包括下程的气流方向腔(324)。
9.如权利要求8所述的方法，其特征在于，
使该气流流动包括从主干部腔(327)经翼展方向输送腔(326)并流入该气流方向的前端。
10.如权利要求9所述的方法，其特征在于，
使该气流流动包括从沿后缘(32)的出口(334)排出。
11.如权利要求8所述的方法，其特征在于，还包括：
使得所述主干部气流中的另一气流流入翼展方向前腔(310)。
12.如权利要求8所述的方法，其特征在于，还包括：
使得所述主干部气流中的另一气流流入翼展方向后腔(360).
13.如权利要求12所述的方法，其特征在于，
使得所述另一气流流动包括从后缘槽口(370)排出。
14.如权利要求8所述的方法，其特征在于，
使得所述分流中的一部分流入开放的末端腔(38)。
15.如权利要求14所述的方法，其特征在于，还包括：
使得主干部气流中的另一气流的一部分流入该开放的末端腔(38)。
16.一种用于制造涡轮机发动机叶片(20)的铸造芯(200)，其包括：
根部端(202)和末端端部(204)；
压力侧和吸力侧；
翼展方向前部(218)；
第一主干部部分(206)；
使得该第一主干部部分与该翼展方向前部相连的装置(214、220)；
在该末端(204)内侧的气流方向细长部分(234)；
第二主干部部分(208)；和
以非迂回方式使得该第二主干部部分和该气流方向细长部分相连的装置(230、232)。
17.如权利要求16所述的铸造芯，其特征在于，还包括：
翼展方向后部(260)；
用于形成排出槽口(370)的装置(270)，其与该翼展方向后部一体地形成或固定到该翼展方向后部上；
与该翼展方向后部连接的第三主干部部分(212)。
18.如权利要求16所述的铸造芯，其特征在于，还包括：
包括三个翼展方向部分(240、242、244)的迂回的中间部分；
与该中间部分连接的第三主干部部分(210)；
翼展方向后部(260)；
用于形成排出槽口(370)的装置(270)，其与该翼展方向后部一体地形成或固定到该翼展方向后部上；
与该翼展方向后部连接的第四主干部部分(212)。
19.一种设计涡轮机发动机叶片的方法，其包括：
确定空气动力学加热分布；和
定位对于气流方向末端通道(324)的输送通道(326)，以便避免经该输送通道向该末端通道输送的冷却空气的不希望的加热。
20.如权利要求19所述的方法，其特征在于，还包括：
将该输送通道构造成便于提供入口气流的0-20％的分流，以便提供朝向该末端通道输送的所述冷却空气。
21.如权利要求19所述的方法，其特征在于，其用于由基本构型重新设计成重新设计后的构型，其中：
该重新设计后的构型相对于该基本构型加入至少一个主干部；和
该基本构型包括气流方向末端通道，其接受以下至少一者的输送：
来自相应主干部的大于10％的分流；和
迂回的上程/下程/上程组合。
22.如权利要求19所述的方法，其特征在于，其用于由基本构型重新设计成重新设计后的构型，其中：
该重新设计后的构型相对于该基本构型加入至少一个主干部；
该重新设计后的构型提供入口气流的10％的分流，以便提供朝向该末端通道输送的所述冷却空气；和
该基本构型包括气流方向末端通道，其接受以下至少一者的输送：
来自相应主干部的大于20％的分流；和
迂回的上程/下程/上程组合。
23.一种重新制造涡轮机发动机或重新设计所述涡轮机发动机的构型的方法，从基本构型重新制造或重新设计成最终的构型，其包括：
从该基本构型重新构造叶片(20)的冷却通道系统以便获得最终的构型，从而实现以下至少一者：
相对于叶片入口温度降低在翼展方向输送通道的下游端处的工作空气温度增大，该翼展方向输送通道向气流方向细长末端端部通道(324)输送；
提供专用通道主干部(327)以便向最终构型翼展方向输送通道(326)输送，该最终构型翼展方向输送通道向最终构型气流方向细长末端端部通道(324)输送，而该叶片基本构型具有减少一个的通道主干部，并且向基本构型气流方向细长末端端部通道输送的基本构型翼展方向输送通道接受与另一翼展方向通道共用的主干部的输送。
24.如权利要求23所述的方法，其特征在于，
重新构造包括，通过将至少一个主干部加入到基本构型的主干部数量中，从而提供所述专用通道主干部。
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