燃气涡轮发动机壁的制作方法
【专利摘要】本发明公开一种燃气涡轮发动机壁。所述壁包括具有至少一个薄膜冷却孔限定于其中的内表面和相对外表面。所述至少一个薄膜冷却孔包括从所述内表面延伸出来的倾斜入口孔和从所述倾斜入口孔的出口端横向叉开的一对通道。所述一对通道具有大体上恒定的宽度并且由脊部分离以形成回飞镖形截面形状。
【专利说明】燃气滴轮发动机壁
[0001] 相关申请案的夺叉引用
[0002] 本申请是非临时申请并且要求2012年6月13日提交的、标题为"涡轮发动机的薄 膜冷却（FILM COOLING OF TURBINE ENGINES)"的美国临时专利申请序列号61/659, 083的 优先权，所述美国临时专利申请的全部内容据此以引用的方式并入。
【技术领域】
[0003] 本发明的领域总体涉及涡轮发动机，并且更具体地，涉及涡轮发动机的薄膜冷却。
【背景技术】
[0004] 在燃气涡轮发动机中，在压缩机中加压的空气与燃烧器中的燃料混合以生成热燃 烧气体。能量最初是从高压涡轮机（HPT)中的气体中提取，以便对压缩机提供动力，并且随 后从低压涡轮机（LPT)中的气体中提取，以便对涡轮风扇式飞机发动机应用中的风扇提供 动力，或对用于海上应用和/或工业应用的外轴提供动力。
[0005] 总体上，发动机效率随着燃烧气体温度的增加而提高，但增加的气体温度使得沿 气体流道的各种部件的工作温度增加，这进而增加对冷却此类部件以便于延长它们的使用 寿命的需求。
[0006] 例如，已知的燃烧器包括在运行期间需要冷却的外部衬套和内部衬套。已知的涡 轮喷嘴包括同样需要冷却的中空轮叶。在至少一些涡轮发动机中，使用压缩机放出空气对 暴露于热燃烧气体的流道部件进行冷却，这随后使得发动机效率降低，因为所述放出的空 气在燃烧过程中未使用。例如，至少一些已知部件引导压缩机放出空气穿过薄膜冷却孔。
[0007] 至少一些已知的冷却孔是由圆柱形内孔形成，所述圆柱形内孔被定向成以浅角度 穿过加热壁，从而使得冷却空气薄膜能够沿所述壁的外表面排放。以浅角度排放空气减少 不期望的吹出和/或流动分离的可能性。将要进行薄膜冷却的表面积的量通常仅通过增加 冷却孔的数量以及因此从其中排放的空气量来增加。然而，增加冷却空气的量使得发动机 效率降低。
[0008] 为改进已知冷却孔的效率，至少一些冷却孔形成为具有叉开的排放端，以便在冷 却空气从冷却孔出口排放出来时，使所述冷却空气扩散。
[0009] 然而，薄膜冷却孔中的扩散可能会由于扩散出口的用于防止流动分离的半角而受 限。例如，在已知冷却孔内，扩散角在出口的每一侧上可限于约十度，以便防止排放冷却空 气的过度膨胀，这种过度膨胀可能会导致不期望的薄膜分离。
[0010] 因此，期望提供这样一种改进的薄膜冷却孔：所述改进的薄膜冷却孔可以产生增 大的薄膜覆盖率，而不会增加所需冷却空气的量并且不会增加薄膜冷却空气流动分离的可 能性。
【发明内容】
[0011] 一方面，提供一种燃气涡轮发动机壁。所述壁包括其中限定有至少一个薄膜冷却 孔的内表面和相对外表面。所述至少一个薄膜冷却孔包括从内表面延伸出来的倾斜入口孔 和从所述倾斜入口孔的出口端横向叉开的一对通道。这对通道具有大体上恒定的宽度并且 由脊部分离以便形成回飞镖形截面形状。
[0012] 另一方面，提供一种燃气涡轮发动机壁。所述壁包括其中限定有至少一个薄膜冷 却孔的内表面和相对外表面。所述至少一个薄膜冷却孔包括从内表面延伸出来的倾斜入口 孔和从所述倾斜入口孔的出口端横向叉开的一对通道。这对通道具有基本上平坦的底并且 由脊部分离以便形成回飞镖形截面形状。
【专利附图】
【附图说明】
[0013] 图1是包括由一排回飞镖形薄膜冷却孔冷却的各种部件的示例性燃气涡轮发动 机的不意图；
[0014] 图2是图1中所示并且沿线2-2所截取的回飞镖形冷却孔之一的截面图；
[0015] 图3是图2中所示并且沿线3-3所截取的回飞镖形冷却孔的轴向视图；
[0016] 图4是图3中所示并且沿线4-4所截取的回飞镖形出口的截面图；
[0017] 图5是可用于图1中所示燃气涡轮发动机的替代薄膜冷却孔的截面图；
[0018] 图6是图5中所示并且沿线6-6所截取的冷却孔的轴向视图；
[0019] 图7是图6中所示并且沿线7-7所截取的出口的截面图；
[0020] 图8是图1中所示并且垂直于正在进行冷却的壁的回飞镖形冷却孔之一的平面 图；
[0021] 图9是图5中所示并且垂直于正在进行冷却的壁的冷却孔之一的平面图。
[0022] 图10是示例性深回飞镖形薄膜冷却孔的截面图；
[0023] 图11是图10中所示并且垂直于正在进行冷却的壁的回飞镖形孔的平面图；
[0024] 图12是图10中所示并且沿线12-12所截取的回飞镖形孔的轴向视图；
[0025] 图13是可用于图1所示壁的冷却孔的替代排的图示。
[0026] 图14是图1的回飞镖形薄膜冷却孔的放大轴向视图；以及
[0027] 图15是图14中所示回飞镖形出口的等轴侧视图。
【具体实施方式】
[0028] 图1是包括纵向或轴向中心线轴线12的示例性涡轮发动机10的示意图。在示例 性实施例中，发动机10是包括串行流动连通的风扇14、多级轴向压缩机16和环形燃烧器 18的燃气涡轮发动机。发动机10还包括各自位于燃烧器18下游的高压涡轮机（HPT) 19和 低压涡轮机（LPT)24。
[0029] HPT 19包括涡轮喷嘴20,所述涡轮喷嘴20具有支撑在内部和外部喷嘴带23中的 一排中空定子轮叶（未示出）。第一级涡轮机22位于第一级涡轮喷嘴（未示出）的下游并 且包括一排中空的转子叶片25,所述转子叶片25从支撑转子盘（未示出）径向向外延伸并 且由环形涡轮机护罩27包围。
[0030] 低压涡轮机（LPT) 24连接在高压涡轮机19的下游并且包括另外的喷嘴和转子叶 片（未示出），所述喷嘴和转子叶片可以或可以不包括内部冷却电路，这取决于发动机设 计。排气衬套26从低压涡轮机24向下游延伸。
[0031] 每个待冷却部件（即，衬套26)包括由薄金属材料形成的至少一个壁32。更确切 地，壁32通常由常规超合金金属（如钴基材料）形成，所述超合金金属在涡轮发动机10运 行期间所经历的升高温度下具有高强度并且可以承受由暴露于热燃烧气体30而发生的加 热。
[0032] 在运行期间，环境空气由风扇14加压以形成加压空气28。空气28的下部部分进 入压缩机16用于进行另外的加压，而空气28的另一部分从风扇出口排放出来以便在涡轮 风扇发动机应用（未示出）中提供推进推力。使从压缩机16排放出来的空气28与燃烧器 18中的燃料混合以便生成热燃烧气体30。燃烧气体30穿过各种涡轮叶片级向下游流动， 所述涡轮叶片级从所述燃烧气体30中提取能量以便在涡轮机运行期间对压缩机16和风扇 14提供动力。
[0033] 发动机10可具有任何常规配置和运行，并且因此，本说明书中所描述的发明并不 限于仅用于发动机10。相反，本说明书中所公开的各种发动机部件中的任何一个或多个，或 经受燃烧气体30加热的任何部件都可以用于本说明书所描述的发明。更确切地，需要冷却 的任何部件（包括壁32,其一部分在图1中示出）都可以通过本说明书所描述的发明进行 冷却。
[0034] 壁32相应地包括相对的内壁表面34和外壁表面36。内表面或内侧表面34形成 壁32中所形成的合适冷却回路的外边界，并且接收来自压缩机16的加压空气。外表面36 在运行期间暴露于高温燃烧气体30,并且需要合适的薄膜冷却保护。
[0035] 壁32可以是内部或外部燃烧器衬套29的一部分、涡轮喷嘴轮叶31的一部分、涡 轮喷嘴带23的一部分、涡轮机转子叶片25的一部分、涡轮机护罩27的一部分和/或排气 衬套26的一部分。
[0036] 在示例性实施例中，冷却孔38被布置成沿壁32的跨段定向的合适的排。更确切 地，在示例性实施例中，薄膜冷却孔38各自具有回飞镖形配置。
[0037] 图2至图4示出冷却孔38的视图。在示例性实施例中，每个孔38纵向延伸穿过 壁32并且沿着孔38纵向地以及横向地穿过在入口 40与出口 42之间的孔38的宽度或厚 度t。在示例性实施例中，入口 40与内表面34大体上平齐，并且出口 42与外表面36大体 上平齐。每个孔38包括大体上圆柱形的入口内孔44,所述入口内孔44在其入口端40与其 出口端46之间限定大体上恒定的流动面积。内孔44以一定角度定向或相对于壁32以倾 斜角度A倾斜。角度A可以是使得孔38能够如本说明书中更详细描述的那样起作用的任 何角度，例如像在20°与45°之间。
[0038] 在示例性实施例中，内孔44在在向外延伸至壁外表面36的一对支腿或通道48 中的出口端46处终止。通道48由脊部50分离，所述脊部50具有大体上恒定的横向宽度 Y(在图8中示出）。脊部50与出口端46相隔距离G(在图2中示出）并且其深度随着脊 部50朝向壁外表面36延伸而减小。
[0039] 在示例性实施例中，每个通道48至少部分地由具有大体上恒定宽度X的拱形或圆 形底52限定并且由从圆形底52延伸至脊部50的侧壁54限定。或者，通道宽度X随着以 使得孔38能够如本说明书中所述那样起作用的任何角度远离出口端46的距离的增加而增 力口。底52还限定回飞镖形出口 42的外边缘70。通道48在出口端46处以一定角度DFA彼 此叉开，并且在示例性实施例中是大体上对称的。通道48在脊部50处以一定角度DFA2彼 此叉开。角度DFA和DFA2(在图8和图9中示出）可以是使得孔38能够如本说明书中所 述那样起作用的任何角度，例如像在约20°至约100°之间。
[0040] 在示例性实施例中，入口内孔44相对于壁内表面34以斜角A定向，所述入口内孔 44沿着所述壁内表面34接收来自压缩机16的加压空气28 (在图1中示出）以便于在运行 期间冷却壁32。如图2中所示，通道48在内孔出口端46与壁外表面36之间纵向叉开，如 脊部的倾斜角度B与底52的倾斜角度C的差所表示。
[0041] 在示例性实施例中，通道48的深度F在入口内孔44与回飞镖形出口 42之间减小， 从而使得每个通道48与壁外表面36大体上平齐。此外，孔38的面积（即，它们的流动面 积）从入口内孔44至回飞镖形出口 42、沿着壁外表面36增大，从而使得所述流动面积分布 在通道48内以便于扩散加压空气28。这样，所排放的薄膜冷却空气从孔38排放出来并且 在所述流遇到出口 42下游的燃烧气体30之前，在宽度E上总体横向地散开。
[0042] 通道48从脊部50叉开，以使得每个通道的深度由于倾斜角度B与C的差而在脊 部50的轴向长度内增大。在一个实施例中，入口内孔44的倾斜角度A在约20°至约45° 之间；而脊部50的倾斜角度B小于倾斜角度A，以使得与入口内孔44相比，脊部50与壁外 表面36以更浅的排放角度相交。此外，在示例性实施例中，倾斜角度C小于倾斜角度B并 且使得壁外表面36邻近回飞镖形出口 42的后缘72以甚至更浅的排放角度相交，以便于减 少加压空气28的吹出和/或分离。
[0043] 再次参照图3和图4,通道48从共同的入口内孔44至后缘72叉开。每个通道48 均由大体上恒定的宽度X限定，所述宽度X可以大体上等于入口内孔44的直径D。如在示 例性实施例的图4中最佳地看出，与脊部侧壁54相比，通道48更深地延伸到壁32中，以使 得由通道48和侧壁54限定半泪滴形配置。脊部50离出口端46为距离G。或者，脊部50 可以离出口端46为任何相对距离和/或可以限定在出口端46处。
[0044] 在示例性实施例中，当脊部50离外表面36的深度F减小时，回飞镖形出口 42的 横向宽度E沿着脊部50纵向地增大。此外，在示例性实施例中，通道48和脊部50使得回 飞镖形出口 42的横向宽度E增大，并且横向宽度E可以进行选择以便于通过使脊部50处 的空气流动分离来优化所排放加压空气28的扩散。加压空气28由脊部50分离，并且流过 侧壁54并经过圆形底52,以便于空气28的扩散并且以便在壁外表面36上提供冷却空气薄 膜。
[0045] 这样，在示例性实施例中，通过入口内孔44排放的加压空气28的扩散在回飞镖形 出口 42中得到促进，因为空气28由通道48特别是以较高的吹比率横向地散开。薄膜冷却 覆盖率的大幅增大可以通过以下方式获得：改变回飞镖形出口 42的横向宽度E以便于改进 空气28沿着壁外表面36以排放角度B和C的附加。
[0046] 图5至图7示出与孔38(在图1至图4中示出）类似的冷却孔（称为马克西莫 (maximo)冷却孔60)的替代实施例。在示例性实施例中，马克西莫冷却孔60包括分别由大 体上平坦的底64限定的一对通道62。此外，每个通道62包括分别从平坦底64的相对侧延 伸出来的一对圆形侧壁66和68。此外，侧壁66限定孔出口 42的外边缘70并且各自大体 上垂直于壁外表面36。此外，侧壁68从平坦底64延伸出来以形成脊部50。
[0047] 侧壁68形成为具有比侧壁54(在图4中示出）更陡的倾度，并且通道62是大体 上对称的。此外，通道62以比通道48 (在图8和图9中示出）的叉开角度DFA更小的角度 DFA3叉开。在示例性实施例中，脊部50被限定在离出口端46的距离G处并且其深度从出 口端46至出口 42以拱形轮廓减小。在其他实施例中，脊部50可以是大体上线性的和/或 可以延伸至出口端46。
[0048] 在示例性实施例中，通道62的宽度在内孔出口 46与出口 42之间增大，以便于从 出口 46排放的加压空气28 (在图1中示出）的扩散。从出口 46排放的空气28由脊部50 分离并且被迫穿过通道62,在所述通道62中所述空气由叉开通道62扩散。扩散空气28流 过侧壁68并且沿着出口 42的后缘72流动。一般来说，脊部50的曲线倾斜度小于倾斜角 度A，并且通道62的倾斜角度C比脊部50的倾斜度要浅，以便于当空气28流过外壁表面 36时，与以角度A排放的空气相比，增加流动附加并且减少吹出。
[0049] 图8和图9分别是孔38和马克西莫孔60的另外的视图。更确切地，图8是大体 上垂直于壁外表面36所获得的孔38的平面图，并且图9是大体上垂直于壁外表面36所获 得的马克西莫孔60的平面图。
[0050] 图10至图12各自示出指定为深回飞镖形孔80的回飞镖形配置的替代实施例。 冷却孔80与孔38类似，除了与冷却孔38相比，通道48各自具有增大的深度，如倾斜角度 C的差所示（在图2和图10中示出）。
[0051] 图13示出可以用于壁32的冷却孔38的替代排37。在示例性实施例中，冷却孔 38包括中心线轴线53、第一通道49和第二通道51。通道49和51从脊部50叉开并且定位 在中心线轴线53的相对侧上。另外，横向轴线55相对于冷却气体30的流动方向在横向方 向上延伸。
[0052] 在示例性实施例中，使冷却孔38围绕至少一条轴线旋转以便于改变冷却孔38的 定向。例如，使冷却孔38旋转以使得角度I限定在中心线轴线53与横向轴线55之间，并 且在环形方向J上围绕中心线轴线53旋转。这样，改变冷却孔38的定向有利于改变每个 第一通道49和第二通道51在壁32内的深度，并且有利于通道49和51的每个后缘72沿 横向轴线55对齐。使每个后缘72对齐使得能够从冷却孔38中排放出大体上均匀的加压 空气流。在一些实施例中，在环形方向J上将要应用于冷却孔38的旋转角度可取决于中心 线轴线53相对于横向轴线55的角度I。更确切地，所述旋转角度可以进行修改以便于使每 个后缘72均沿横向轴线55对齐。
[0053] 图14和图15示出孔38的另外的参数，并且表1描述冷却孔38的示例性参数范 围。更确切地，在表1中，t表示壁32的厚度t (在图2中示出），A表示通孔倾斜角度A(在 图2中示出），并且C表示侧拉表面角度（即，倾斜角度C)(在图2中示出），通道48以所 述侧拉表面角度与壁外表面36相交。D表示入口内孔44的直径D (在图2中示出）并且L 表示入口内孔44的长度L (在图2中示出）。L2表示闭式扩散的长度L2 (在图2中示出） 或离由壁外表面36覆盖或遮蔽的出口端46的距离。当通过入口内孔44观察孔38时，H 表示孔38的总高度H，H2表示脊部50的高度H2，W表示孔38的上游宽度W，并且E表示横 向宽度E(在图3和图6中示出）。另外，DFA表示通道48的外侧边缘的扩散角度DFA(在 图8中示出），并且DFA2表示通道48的内侧边缘的扩散角度DFA2(在图8中示出），所述 DFA2还表示通道48叉开的角度。P表示相邻孔38的中心之间的距离P (在图8中示出）， 并且用于确定由孔38产生的空气覆盖率。
[0054]
[0055]
【权利要求】
1. 一种燃气涡轮发动机壁，所述燃气涡轮发动机壁包括： 具有至少一个薄膜冷却孔限定于其中的内表面和相对外表面，其中所述至少一个薄膜 冷却孔包括从所述内表面延伸出来的倾斜入口孔和从所述倾斜入口孔的出口端横向叉开 的一对通道，其中所述一对通道具有大体上恒定的宽度并且由脊部分离以便形成回飞镖形 截面形状。
2. 根据权利要求1所述的壁，其中所述一对通道中的至少一个包括具有大体上圆形的 截面形状的底。
3. 根据权利要求1所述的壁，其中所述一对通道中的至少一个具有与所述倾斜入口孔 的直径大体上类似的宽度。
4. 根据权利要求1所述的壁，其中所述脊部的深度随着所述脊部朝向所述外表面延伸 而以大体上恒定的倾度减小。
5. 根据权利要求1所述的壁，其中所述脊部包括限定在所述一对通道的底处的边缘， 所述边缘与所述倾斜入口孔的所述出口端隔开一定距离。
6. 根据权利要求1所述的壁，其中所述脊部包括大体上恒定的宽度。
7. 根据权利要求1所述的壁，其中所述一对通道的深度从所述倾斜入口孔的所述出口 端朝向所述外表面以大体上恒定的倾度减小。
8. 根据权利要求1所述的壁，其中所述一对通道具有比所述脊部的倾斜角度更浅的倾 斜角度。
9. 一种燃气涡轮发动机壁，所述燃气涡轮发动机壁包括： 具有至少一个薄膜冷却孔限定于其中的内表面和相对外表面，其中所述至少一个薄膜 冷却孔包括从所述内表面延伸出来的倾斜入口孔和从所述倾斜入口孔的出口端横向叉开 的一对通道，其中所述一对通道具有大体上平坦的底并且由脊部分离以便形成回飞镖形截 面形状。
10. 根据权利要求9所述的壁，其中所述大体上平坦的底在宽度方向上从所述倾斜入 口孔的所述出口端朝向所述一对通道的后缘叉开。
11. 根据权利要求9所述的壁，其中所述脊部的深度随着所述脊部朝向所述外表面延 伸而以逐渐增大的倾度减小。
12. 根据权利要求9所述的壁，其中所述这通道包括从所述大体上平坦的底延伸至所 述外表面的至少一个侧壁。
13. 根据权利要求12所述的壁，其中所述至少一个侧壁包括从所述大体上平坦的底 的相对边缘延伸出来的一对侧壁，所述一对侧壁从所述大体上平坦的底朝向所述外表面叉 开。
14. 根据权利要求9所述的壁，其中所述一对通道以约20°至约100°之间的角度叉 开。
15. 根据权利要求9所述的壁，其中所述一对通道配置用于划分和扩散从所述倾斜入 口孔排放出来的空气流。
【文档编号】F23R3/06GK104364581SQ201380031113
【公开日】2015年2月18日 申请日期:2013年6月13日 优先权日:2012年6月13日
【发明者】S.M.皮尔森, R.F.伯格霍尔斯, D.R.史密斯, F.A.巴克, S.M.莫尔特, K.R.费尔德曼 申请人:通用电气公司