专利名称：翼型冷却的方法和装置的制作方法
技术领域：
一般地说，本发明涉及燃气轮机，更具体地，本发明涉及涡轮翼型(airfoil)的冷却。
背景技术：
在设计任何燃气轮机时，效率是主要考虑的因素。一种已知的用于提高效率的主要方法是提高发动机内部气体通道的温度。采用由耐高温合金制成的内部冷却组件承受升高的温度。例如，涡轮定子叶片(vane)和叶轮(blades)通常采用压缩空气来冷却。通常，从压缩机排出的冷却空气比穿过涡轮部分的中心气体(core air)的温度更低并且压力也更高。这部分温度低的压缩空气为热传递提供了介质并且其中的压差为冷却空气提供了穿过定子或转子级所需的能量。所要理解的是，压缩机排放的用于冷却的空气并不支持燃烧室中的燃烧。然而，传递给从压缩机排放的空气中的相当大百分比的功在冷却过程中丧失了。这些损失的功不再用于增加发动机的推力并且还会对发动机的整个效率带来负面的影响。因此，本领域的技术人员会意识到从较高中心气体通道温度中获得的效率和随之需要对涡轮机部件进行冷却以及用于执行该冷却从排放气体中丧失的效率之间存在着一种制约。因此，无论采用何种冷却空气时对冷却效率最大化的研究存在着巨大的价值。
由于冷却空气流不支持燃烧，为了最大地减少发动机任何的性能损失，因此，任何用于冷却叶片和叶轮的方案必须对压缩机所排放的冷却空气的利用进行优化。翼型的冷却采用外部薄膜冷却、内部空气冲击和强制空气对流、或者所有冷却方法的组合或者单独使用这些冷却方法来完成的。
在强制对流冷却中，压缩机排放的空气流经叶片和叶轮的内腔，持续从那里将热量带走。通常，压缩机排放的空气经一个或多个开向内腔中的进口进入叶片和叶轮的内腔。
薄膜冷却已经显示出了它的高效，但是它需要大量从压缩机排放出来的流体用于冷却。另外，需要以一种复杂和昂贵的方式对薄膜冷却进行有效地控制。再者，带有薄膜冷却孔的翼型的制造和加工不仅增加了复杂的程度而且还非常昂贵。还应意识到的是一旦冷却空气从翼型的内腔中排放出并且与热燃气相混合后，由于该混合过程和混合气流的不同温度水平，会导致严重的性能损失。
在许多情况中，希望通过将冷却空气从冷却孔中排放出来从而沿着定子或转子翼型的表面建立冷却空气薄膜。术语“排放”反映了将冷却空气从翼型的内腔中排出的微小压差。沿翼型表面动作的冷却空气的薄膜将高热能的热流体导离翼型，提高了冷却的均匀性，并且将翼型和流过的热蒸汽流隔绝。但是，本领域的技术人员会意识到，在燃气轮机的紊流环境中很难建立和保持薄膜冷却。
建立薄膜冷却的一个已知的方法包括以“淋浴喷头”的布置方式将冷却孔定位在翼型前缘内或翼型前缘的附近。通常该淋浴喷头包括一排位于前缘任一侧上的冷却孔。该冷却孔向后倾斜一角度，并且经常分散布置从而有利薄膜的形成。在一些例子中，该淋浴喷头包括一排直接定位于前缘上的孔。美国专利5,374,162中公开了这种布置的一个例子。
伴随用孔来产生冷却空气薄膜所带来的问题是，薄膜对孔间的压差非常敏感。冷却孔间过大的压差会导致气体喷射到穿过的中心气体中而不利于薄膜的形成。过小的压差会导致微量的冷却空气流经这些孔，或者更糟糕的是，热的中心气体会流入这些孔内。这两种情况都会对薄膜冷却效果产生负面的影响。伴随着用孔来建立薄膜冷却的所带来的另一个问题是，冷却空气从沿着翼型延展度(span)的离散点排放，而不是均匀地并且沿着一条连续的线排放。曝露在冷却孔之间的间隙和这些间隙紧接着的下游区域中的冷却空气少于冷却孔紧接着的下游区域中的冷却空气，因此这些地方就更容易受到热损坏。然而另一个伴随用孔来建立薄膜冷却的问题是每一个孔都伴随有应力集中。当负荷(通常由于动力或热膨胀造成)由延伸在相邻孔间的材料狭窄区域承受时，就产生了应力集中。当冷却孔相对于翼型的外表面以浅的角度紧密地聚集和向后倾斜时，通常薄膜冷却的效果会增加。然而，这些倾斜和紧密聚集的孔更容易产生应力集中。因此，薄膜冷却要求较大数量的冷却空气，有翼型外表面冷却不足的可能。
一些现有技术的结构具有位于平行于平均驻点线的前缘内的冷却孔，该冷却孔垂直于翼型的外表面延伸。与翼型前缘相遇的高温中心气体(包括空气和燃烧副产品)会在翼型的吸入侧和压力侧的周围分开，同时气体中的一部分撞击在前缘上。沿着翼型，中心气流的速度减为零的点(即，撞击点)被称为驻点。沿着前缘在每个翼展(spanwise)位置处都有一个驻点，这些驻点的集合被称作驻点线。之后，撞击在前缘上或前缘附近的空气转移到翼型任一侧的周围。在实际情况中，转子速度和中心气体速度作为沿着前缘的时间和位置的函数根据发动机的工况进行变化。这种冷却孔的布置可能会导致冷却空气被不均匀地分配。例如，偏移到一排冷却孔的一侧上的一条实际的驻点线可能会迫使冷却空气排放到这排孔的一侧上，因此，就会留下另一侧得不到冷却空气的冷却。这个事实，即驻点线可能会在翼型工况中发生偏移的事实，表明位于平均驻点线上的定位孔不能解决所有的冷却空气的分配问题。垂直延伸于外表面和向翼展方向倾斜的冷却孔不能够解决潜在的冷却空气非均匀分配的问题。
同时，一些现有技术中的结构在前缘上挖了一条槽，并且冷却孔开向这条槽。冷却孔是离散的冷却点，其中孔之间为非冷却区域。这些冷却孔必须填满槽，从而冷却空气能够进入到槽中并且从这些槽中排出。采用槽的关键是要求该槽必须被冷却空气充满。然而，额外太多的冷却孔需要大量来自压缩机的冷却空气，这些大量的冷却空气会对涡轮机的效率产生负面的影响。再者，太多位于翼型的前缘上的冷却孔会在这些孔之间的金属内产生不希望的热诱导应力。另外，如果槽不被完全地填充，那么冷却孔之间就会有出现未被冷却的区域的危险。最后，该现有技术的结构依靠薄膜冷却对前缘和前缘的尾部进行冷却，从而需要大量的冷却空气来确保薄膜具有足够的覆盖率。
涡轮发动机叶片的设计者和工程师不断地致力于发展更有效的翼型冷却方式并延长涡轮叶片的使用寿命以及降低发动机的操作成本。用于完成这些功能的冷却空气就整个燃料消耗而言是很昂贵的。因此，在对涡轮翼型进行冷却时，特别是对翼型的前缘进行冷却时，期待更有效地和更高效地利用所获得的冷却空气，不仅使涡轮翼型的寿命延长，还将提高发动机的效率，从而降低发动机的操作成本。因此，对于翼型的冷却设计有持续的需要，这些设计将会使获得的冷却空气更有效地和更高效地被利用。
因此，为了延长涡轮翼型的耐用性，需要一种改进的冷却设计，该冷却设计适用于翼型的前缘，使该翼型的前缘能够提供可靠、完全和均匀的薄膜冷却，同时对必需的冷却空气进行优化并且减小冷却孔间区域上的应力。并且，所需要的是，前缘冷却结构能够用于薄膜冷却，冲击冷却和对流冷却并且能够通过铸造工艺制造。
发明内容
本发明将克服或者减轻上面所讨论的和其它的缺陷或不足。
本发明提供了一种翼型冷却系统，该系统采用了一种新的和有效的方法，该方法结合薄膜冷却对翼型的前缘进行对流冷却。特别的是，这种结合提供了超过现有技术中前缘冷却方案的优点，从而使前缘在获得相同的金属温度下需要更少的压缩空气。较少的压缩空气流导致了一种额外的效益，那就是在增加了涡轮机效率的同时，不对翼型的耐用性带来负面的影响。
本发明的翼型包括一内腔，冷却流从翼型的尾部流入该内腔内；以及一外壁，该外壁包括在前缘和后缘处连接在一起的吸入侧壁和压力侧壁，它们从一平台处的第一端延伸到第二端。来自内腔的冷却空气经多个进口进入到第一充气室，撞击在多个离散的形如弓形带状的底座上，然后被导入到多个出口狭槽内，这些狭槽将排出的冷却空气导入到吸入侧壁上从而使冷却空气形成薄膜对翼型进行冷却。类似地，来自内腔的冷却空气经多个进口进入到第二充气室，撞击在多个离散的底座上，然后被导入到多个出口狭槽内，这些狭槽将冷却空气导入到吸入侧壁上从而使冷却空气形成薄膜对翼型进行冷却。
如上所述，本发明可以实施和运用到许多相似的翼型(叶片和叶轮)结构中。与传统的和现有的设计相比，由于薄膜冷却提供了一种温度更低的前缘设计，因此在前缘上出现了高效对流冷却和高效热绝缘的结合。因此，本发明提供了一种位于翼型两侧前缘下游处的冷却空气的薄膜，该薄膜的均匀性和耐用性提高了。本发明的另一个优点在于沿着前缘和紧靠前缘下游处的区域的应力得以最小化。另外，本发明的设计为了提高薄膜的覆盖率，允许出口狭槽的间隔被隔开从而在保护层内均匀地将冷却空气扩散，同时为了增加散热并且增加冷却效果，允许在内部提供紊流。这样，有益的是，运用了本发明有益冷却设计的翼型前缘不仅具有更长的使用寿命，还提高了整个涡轮的效率。
本发明同时还提供了一种冷却方法，该方法用于冷却适用于燃气轮机内的涡轮叶片的前缘，该方法包括在前缘内制造一种微型回路并且将冷却空气流从冷却流体源流入到微型回路的多个进口中的步骤。
根据如附图中所示的本发明的最佳实施例的详细说明，本发明的这些和其它目的、特征和优点会变得更加明显。
现在通过举例并参照附图的方式对本发明进行描述，其中附图包括图1为采用本发明的涡轮翼型的燃气轮机的剖视图；图2为沿着翼型前缘的包括本发明冷却方案的翼型透视图；图3为图2的局部视图，它示出了冷却空气流过图2中翼型的前缘；图4为沿图3中4-4得到的图2翼型的局部剖视图，该视图示出了内腔、进气口和出口狭槽；图5为图2中翼型前缘的局部透视图，它示出了前缘内的冷却设计的内部视图；图6为沿图4中6-6得到的局部透视图，该视图示出了进气口；以及图7为示出了位于图2的翼型前缘内的本发明的冷却设计并且还示出了冷却空气怎样从内腔中进入到前缘的局部剖面透视图。
具体实施例方式
所示的燃气轮机10，例如用作发电或作为动力装置的燃气轮机，沿圆周方向设置在发动机中心线或轴向中心线12的周围。发动机10包括风扇14，压缩机16，燃烧部分18和涡轮20。正如现有技术中所知的，压缩机16内的压缩空气与燃烧部分18内燃烧的燃油混合并在涡轮20内膨胀。压缩机16内的压缩空气和涡轮20内膨胀的燃油混合物都可以被称作热蒸汽流50(热燃烧气体、蒸汽流)。涡轮20包括转子22，转子随着热蒸汽流的膨胀而旋转驱动压缩机16和风扇14。涡轮20包括多行交替排列的旋转翼型或叶片24和叶轮26。图1中系统的用途仅仅只是一个示范性的用途，本发明并不局限于此，本发明采用的燃气轮机可以用于发电和飞行器。
现在参照图2和图3，对发明进行描述。图2为本发明叶片24的透视图。图3为图2中叶片的局部视图。该叶片24包括叶根部28、平台30、翼型32和叶顶34。叶片24还包括通常为凹状的第一或压力侧壁42，该侧壁的大部分与凸状的第二或吸入侧壁44侧向地或周向地间隔开。侧壁42、44分别在轴向相对的前缘46和后缘48处连接在一起，并且从翼型32与平台30相交的叶根部28纵向地或径向地延伸到将翼型32闭合的叶顶34。这样，翼型32具有包括吸入侧壁44和压力侧壁42的外壁38。侧壁42、44分别在前缘和后缘46、48之间沿弦长(chordwise)方向延伸，并且在平台30和叶顶34之间沿翼展方向延伸。热燃烧气体50(图1)流过翼型32的外壁38。
现在参照图4，该图示出了沿着图3中4-4得到的图2翼型的局部剖视图。该翼型32包括一个或多个由外壁38围绕的内部冷却腔36。该内部冷却腔36可以为现有的任何结构，可以是多路迂回的通道(冷却回路)，其中的冷却空气40通常为如上文所述由发动机的压缩机16(图1)压入的空气的一部分。
现在参照图3和图4，翼型32包括沿着前缘46位于外壁38内的槽52。该槽52包括底部54和一对相对侧壁56，槽优选居中地位于直线84上(图3)，这根直线代表对于一给定应用，最高热负荷工况的驻点线(以下我们把这条直线称作“驻点线”)。这样，槽52被分割为两部分，第一部分58靠近压力侧壁42，第二部分60靠近吸入侧壁44。第一和第二部分58、60纵向地延伸在前缘46上。槽52的宽度优选地为足够宽以至于在所有的工况下所有的驻点线都落入在槽52的侧壁56之间。如果不能将槽52设置的足够宽使其能容纳所有可能的驻点线位置时，那么选择槽52的宽度和位置使其能够容纳与最大热负荷工况一致的最多数目的驻点线。
翼型32还包括多个沿着前缘46设置的薄膜冷却孔62(图2)，并且这些薄膜冷却孔优选的是位于槽52之内，从而为冷却空气40提供穿过外壁38的通道。更具体地是，冷却孔62(图2)包括位于槽52第一部分58之内的第一孔64和位于槽52第二部分60之内的第二孔66。最优选地为，具有一排纵向延伸的第一孔64和一排纵向延伸的第二孔66，使这一排第二孔64相对于那一排第一孔66交错或偏移布置。翼型32还包括第三孔68，优选的为一排第三孔68，它位于与前缘46相邻的翼型32的压力侧壁42上，和第四孔70，优选的为一排第四孔70，它位于与前缘46相邻的翼型32的吸入侧壁44上。在示范性实施例中，第一、第二、第三、第四孔64、66、68、70都被成形为沿纵向纵长延伸的狭槽。
现在参照图5，该图示出了图2中的翼型前缘的局部透视图。图5示出了从内部冷却腔36分别向前缘的第一孔64、第二孔66、第三孔68、第四孔70注入冷却空气40的方式。再参照图6，该图示出了翼型32沿图4中6-6得到的翼型的局部透视图。图6示出了第一、第二、第三和第四进气口，冷却空气通过这些进气口从内腔36中定量地输送用于在前缘46内进行分配。
在本发明的示范性实施例中，翼型32的前缘46包括采用如图5和6中所示的纵向地安装于叶片24前缘46内的微型回路90。微型回路提供一种适当的、对流效率高的冷却。伴随着高效的对流效率，对于先进的冷却结构来说还需要良好的薄膜效果。
微型回路可以被加工或者另外在一个部件内铸造成型。在示范性的实施例中，微型回路由难熔的金属结构形成并在铸造之前被封装到铸模当中。包括钼(Mo)和钨(W)的几种难熔金属的熔点都超过了镍基超耐热合金通常的铸造温度。这些难熔金属能够被制成锻造(wrought)的薄片或形成制造具有涡轮和燃烧室冷却设计中的冷却通道特征的冷却通道所必需的尺寸。特别的是，这些微型回路可以被制造成包括但不局限于燃烧室衬套、涡轮叶片，涡轮叶轮，涡轮罩，叶片端壁和翼型边缘等零件。优选的是，这些零件可以部分或全部由镍基合金或钴基合金制成。薄的难熔金属片和箔具有足够的可延展性从而允许弯曲和制成复杂的形状。这种可延展性产生了一种能够在经过上蜡/去皮循环之后仍能保存完好的可靠设计。在铸造之后，去除难熔金属，例如通过化学去除、热去除或氧化方法，从而剩下如图5所示的形成微型回路90的空腔。值得注意的是本发明的冷却设计也可以采用带有陶瓷芯的熔模铸造来制成。
冷却空气40经进气口72、74从内腔36进入纵向延伸的第一微型回路充气室80，冷却空气40在充气室80内通过并改变方向，再通过孔66、70(图5)排放到翼型32的外部。同样的，冷却空气40经进气口76、78从内腔36进入纵向延伸的第二微型回路充气室82中，冷却空气40在充气室82中通过并改变方向，再通过孔64、68排放到翼型32的外部。
现在再来参照图7，图7更加详细地示出了充气室80、82以及本发明的特征。图7为沿图4的7-7得到的翼型32的冷却设计的局部剖视图。这样，可以看到的是，充气室80、82为前缘46内的微型通道或通道。已理解的是，如图3和图7所示，如上所述的进气口72、74、76、78和各自的孔(出口狭槽)64、66、68、70的结构在沿着翼型前缘上被重复设置。
再回来参照图5和图7，值得注意的是，在每个充气室80、82内都是纵向延伸的底座86。在示范性实施例中，底座86可以是形如推进器或弓形带状，从而底座86具有中心部分88(图7)、和第一部分92(图7)以及第二部分94(图7)。第一和第二部分92、94从中心部分88呈锥形向外突出并与中心部分形成一体，其中第一部分92比第二部分94在纵向上更靠近于叶顶34(图3)。底座86还具有第一侧面96、与第一侧面相对的第二侧面98和相对的端部100、102。如图7所示，第一侧面96通常与前缘46相对而第二侧面98通常与各自的侧壁42、44相对。底座86位于每个充气室80、82内，并纵向地或径向地排列在前缘内，并且其端部100至端部102之间有一间距104。优选的是，每一个中心部分88都与从各自的进气口72、74、76、78进入充气室80、82的冷却空气40对齐。底座86之间的间距d的径向长度不超过大约0.020英寸。同时，底座的宽度w不超过大约0.060英寸，并且底座的径向长度L不超过大约0.150英寸。同样值得注意的是，在示范性实施例中，底座86全部延伸在每个各自的充气室80、82中，从而冷却空气不能从第一和第二侧面96、98溢出。
参照图5、6、7，对本发明如何冷却翼型进行讨论，从而进一步理解本发明所示出和所描述的优点。
将对与第一充气室80有关的冷却空气流40进行描述。冷却空气40经进气口72从内腔36进入第一充气室80。一旦进入到第一充气室80，冷却空气40便撞击在底座86的中心部分88上，从而冷却空气40立即在底座86上排成一列并沿用于改变气流方向的第一侧面96被导引，更具体地为，冷却空气40沿用于改变气流方向的底座86的第一和第二部分92、94被导引，并且经出口狭槽66被排放。这样，第一部分92将冷却空气40导入到与第一部分92最紧靠的、最近的出口狭槽66中而第二部分94将冷却空气40导入到与第二部分94最紧靠的、最近的出口狭槽66中。因此，这样，如图5和图7所示，冷却空气40经相邻的出口狭槽66排出。
类似地，在这一排进气口72中的下一个进气口72同样会将冷却空气40导入到第一充气室80，此处的冷却空气40将对准另一个底座86的中心部分88。冷却空气40撞击在底座86的第一和第二部分92、94上，这样第一部分92将冷却空气40导入到与第一部分92最紧靠的、最接近的出口狭槽66中，而第二部分94将冷却空气40导入到与第二部分94最紧靠的、最接近的出口狭槽66中。这样，如图5和7所示，能够理解的是，来自底座86的第一部分92的冷却空气和与该底座86最直接相邻的底座86的第二部分94的冷却空气都会被导入到每个出口狭槽66中。这样，我们可以理解的是，这种从相邻的进气口72到每个出口狭槽66之间的双重进气确保了从每一个出口狭槽66中排出足够并且均匀的冷却空气，从而形成薄膜对翼型32进行冷却。因此，这种双重进气还确保了槽52充满冷却空气40。
同样也已理解的是在示范性实施例中，每个进气口72将冷却空气输送到充气室80内，以便通过一排出口狭槽66排放。这样，如上所述，由出口狭槽66排放的冷却空气40从充气室80输入，而充气室80中的冷却空气40经两个相邻的进气口72导入。这样，冷却空气40的这种流动模式沿着翼型32被重复，其中翼型32带有成排进气口72，成排出口狭槽66和成排底座86。
同样，冷却空气40从内腔36经第二进气口74进入第一充气室80。一旦进入第一充气室80，冷却空气40便撞击在底座86的中心部分88上，从而冷却空气40立即在底座86上排成一列并沿用于改变气流方向的底座86的第二侧面98被导引，再经出口狭槽70排放。冷却空气撞击在底座86的第一和第二部分92、94上，这样第一部分92将冷却空气导入到与第一部分92最紧靠的、最接近的出口狭槽70中而第二部分94将冷却空气导入到与第二部分94最紧靠的、最接近的出口狭槽70中。这样，如图5和7所示，冷却空气40经相邻的出口狭槽70排出。类似地，在这一排进气口74中的下一个进气口74同样会将冷却空气40导入到第一充气室80，此处的冷却空气40将对准另一个底座86的中心部分88。冷却空气40撞击在底座86的第一和第二部分92、94上，这样来自第一部分92的冷却空气40被导入到与第一部分92最接近的出口狭槽70中，而来自第二部分94的冷却空气40被导入到与第二部分94最接近的出口狭槽70中。这样，能够理解的是，来自底座86的第一部分92的冷却空气40和与该底座86最直接相邻的底座86的第二部分94的冷却空气都会被导入到每个出口狭槽70中。这样，这种从相邻的进气口74到每个出口狭槽70之间的双重进气确保了从每一个出口狭槽70中排出足够并且均匀的冷却空气，从而形成薄膜对翼型32进行冷却。
同样也应理解的是，在示范性实施例中，每个进气口74将冷却空气40输送到充气室80内，以便经过一排出口狭槽68排放。这样，如上所述，由每个出口狭槽68排放的冷却空气40从充气室80输入，而充气室80中的冷却空气40经两个相邻的进气口74导入。这样，冷却空气40的这种流动模式沿着翼型32被重复，其中翼型32带有成排进气口74、成排出口狭槽68和成排底座86。
与上面所描述的来自内腔36的冷却空气经进气口72、74进入第一充气室80，撞击在底座86上，并且分别经出口狭槽66、70排放相同，来自内腔36的冷却空气40经进气口76、78进入到第二充气室82，撞击在第二充气室82内的底座86上，并分别经孔64、68排放。
值得注意的是，一旦冷却空气40经出口狭槽66被排放后，由于冷却空气没有充足的动量通量用于克服叶片24(图2)上的自由蒸汽的动量通量，因此，它被导向到压力侧壁42。类似地，经出口狭槽64排放的冷却空气40被导向到吸入侧壁44。这样，在后缘46的整个长度上都包裹着一层防护层(blanket)或冷却空气。要注意的是，这样出口狭槽64、66将槽52充满了冷却空气，从而帮助提供连续的薄膜保护层，该薄膜保护层具有大致为百分之一百的薄膜覆盖率，从而用于保护和冷却翼型32。为了进一步提高对翼型32的薄膜冷却，特别是对前缘46的冷却，经出口狭槽68排放的冷却空气40为压力侧壁42提供薄膜冷却而经出口狭槽70排放的冷却空气40为吸入侧壁44提供薄膜冷却。
在示范性实施例中并且最好参见图4，当微型回路插入到前缘46中时，微型回路的间距D优选地大约为0.030到0.050英寸，并且最优选地大约为0.045英寸。同样，在本示范性实施例中，每个孔64、66、68、70的长度L1优选地约为0.100到0.200英寸，同时宽度w1大约为0.012到0.020英寸。优选地，进气口72、74、76、78的长度L2约为0.015到0.030英寸，同时宽度w2约为0.012到0.020英寸。另外还要注意的是微型回路的厚度最好为0.017英寸。
另外，本发明还限制从叶片24(图2)的内腔36中排出的冷却空气的量，从而获得所希望的和优化的前缘冷却结果。如上所述，冷却空气的供给从压缩机16(图1)获得，并且最终排放到涡轮20(图1)内的区域中。这部分空气来自于压缩机16(图1)并且产生的有用的涡轮做功。因此，本发明的进气口72、74、76、78的尺寸要比自由蒸汽流小大约1.0％，用以减少这些附加损失。
冷却效力比值定义为热燃烧气体50(图1)和大块(bulk)金属的温差与热燃烧气体50(图1)和冷却剂(冷却空气)的温差之比。优选地为，由于金属温度越低，则叶片24(图2)的整体耐用性就越高，因此，涡轮工程师和设计师致力于将冷却效力比设计得超过大约70％。在本发明中以两种方式来获取这种冷却效力比。第一，运用薄膜冷却来降低热燃烧气体50的温度并将翼型32与热燃烧气体50(图1)隔绝。当冷却空气从出口狭槽64、66、68、70喷射到热燃气流中时，由于冷却空气的混合，因此温度被降低。但是，完全依靠此方法并不理想，因为，正如上面所提到的，从压缩机16(图1)中带走的冷却空气越多，那么压缩机16(图1)产生的功越少。因此，并如上面所提到的，本发明运用一种新的方法对前缘46进行内部对流冷却，从而获得理想的冷却效率。值得注意的是翼型前缘传统的薄膜冷却是不能运用该方法来获得一高的并且可靠的效率的。对流冷却效率的大小是当冷却空气在微型回路90内流过时冷却空气所带走热量的函数，如下ηC＝[T排出的冷却剂-T进入的冷却剂]/[T金属-T进入的冷却剂]其中，T排出的冷却剂＝冷却空气的出口温度T进入的冷却剂＝冷却空气的进口温度T金属＝翼型的大块(bulk)金属的温度在上面的等式中，涡轮工程师和设计师在寻找一种将高热量带走从而将翼型32(图2)的前缘46冷却的设计。本设计以多种方式得到了这种将高热量带走的效果，现在将对此进行详细描述。第一，底座86作为微型回路90内的紊流促进器(promoters)。第二，底座86也用于增大表面面积，从而增加了热传导的通道。第三，底座86用于将冷却空气导入到各自的出口狭槽64、66、68、70中。第四，进口70提供了当冷却空气从进口经各自的充气室80、82进行转换时的前缘的撞击冷却源。这样，充气室80、82和底座86在翼型32的前缘46内形成微小通道。因此，本发明并不完全依赖于薄膜冷却来对翼型32(图2)的前缘46进行冷却。
再者，本发明提供了对出口狭槽64、66、68、70的间隔进行设计的能力，这些狭槽的间隔用于向前缘46提供薄膜冷却。在现有技术中，这些薄膜冷却孔之间的间隔提供了适度的薄膜冷却覆盖率。在这个区域中，金属的冷却取决于金属内的传导从而对前缘表面进行冷却，因而，金属所承受的温度高于薄膜的平均温度。与现有技术不同，本发明有利地提供了出口的形状为被加长的狭槽，这些狭槽优选地为，正如前面所提到的，每一个出口狭槽都由两个进气口进气来确保冷却空气均匀地从出口狭槽64、66、68、70中喷出，从而用冷却空气40填充槽52。在现有技术的设计中，由于加工的方法是钻孔，因此，孔的形状都是圆形的。因此，在本发明中，由薄膜冷却所提供的覆盖率与现有技术中的设计相比是有效果的和高效率的。
本发明还有利地为翼型前缘提供了一种冷却设计，这种设计减少了由于来自氧化、腐蚀、外部物体的损伤和污垢的堵塞的各种原因所造成的孔的堵塞。防止堵塞必须要避免可能引起在燃气轮机环境下翼型上所采用的热障涂层(thermal barrier coating)有害剥落的情况。
然而本发明的另一个优点是进气口72、74、76、78的尺寸使从内腔36进入的冷却空气40以一定的流量流入到进气口中，这个流量可以根据特殊的翼型设计和特殊用途发生改变。此性能有利地允许进入到微型回路中的冷却流可以被定量地供给，以使仅仅只有优化过的冷却空气气流量从压缩机16抽出去冷却翼型32(图2)，例如，前缘46。这样，与现有技术的设计相比，本发明仅仅获取所必需的冷却空气，更多的冷却空气被允许保留在主燃气通道内。
如上所述，本发明能够被实施以及运用到多种可替换的翼型(叶片和叶轮)结构中。另外，本领域技术人员能够理解并在本发明的范围之内，底座86的尺寸、形状和位置以及出口狭槽64、66、68、70和进气口72、74、76、78的尺寸和位置都可以变化从而使在给定翼型设计下对前缘设计进行优化。
因此，本发明提供了一种冷却系统，该系统采用一种新的方法对翼型进行薄膜冷却和对流冷却。特别的是，这种结合提供了一种超过现有技术中对前缘进行薄膜冷却的方案，从而使前缘在获得相同的金属温度下，所需用于冷却前缘的压缩空气更少。压缩机压出的较少气流产生了附加的效益，这就是提高了涡轮的效率。与现有技术相比，本发明提供了一种新的冷却设计，该设计在提高效率的同时，还延长了翼型的使用寿命。本发明提供了一种改进的方法对前缘进行薄膜冷却，和一种新的方法有效率地和有效地对前缘进行对流冷却。由于薄膜冷却而引起的前缘上的有效对流冷却和有效绝热的组合提供了一种在现有技术上的改进。这样采用本发明的有益的冷却方法对翼型进行冷却，不仅会使翼型具有较长的使用寿命还会提高涡轮的整个效率。
在结合实施例对本发明进行描述的同时，本领域的技术人员应该理解在不偏离本发明的范围之内，可以对本发明进行各种改变并且本发明中的元件可以用等同物替换。另外，在本发明的教导下，在不偏离本发明的实质范围内，可以对本发明做出许多修改使其与特殊的用途或材料相适应。因此，本发明并不局限于那些所披露的认为是本发明实施的最佳模式的特殊实施例，而是本发明包括属于附权利要求范围内的所有实施例。
根据合同号F33615-02-2202，美国政府可能具有本发明的相关权利，该权利是由美国空军、怀特帕特森空军基地(the United States Air Force，WrightPatterson Air Force Base)赋予的。
权利要求
1.一种中空翼型，包括内腔，冷却空气可从翼型的端部流入该内腔；外壁，该外壁包括在前缘和后缘处连接在一起的吸入侧壁和压力侧壁，而且它们从平台处的第一端延伸至第二端；驻点线，所述驻点线沿所述前缘朝翼展方向延伸；纵向延伸的第一充气室，该充气室位于所述前缘和所述压力侧壁附近；多个第一进口，该进口与所述充气室以及所述内腔中的冷却空气流体连通；多个离散的第一底座，在所述第一充气室内，所述底座沿翼展方向延伸；槽，该槽位于所述外壁上，该外壁居中位于所述驻点线上，所述槽在翼展方向上延伸并且包括第一半和第二半，所述第一半和第二半由所述驻点线分隔开；并且多个第一排出孔，该排出孔与所述驻点线相邻并且位于与所述压力侧壁相邻的所述槽的所述第一半内，所述第一孔与所述第一充气室流体连通；其中，冷却空气经所述第一进口进入所述第一充气室，撞击在所述第一底座上并且被导入到所述第一孔中，所述第一孔引导由此排出的冷却空气，使其在所述驻点线上方和所述吸入侧壁上经过，从而对翼型进行薄膜冷却。
2.如权利要求1所述的翼型，还包括纵向延伸的第二充气室，该充气室位于所示前缘和所述吸入侧壁附近；多个第二进口，该进口与所述第二充气室以及所述内腔中的冷却空气流体连通；多个离散的第二底座，所述底座沿翼展方向在所述第二充气室内延伸；和多个第二排出孔，该排出孔与所述驻点线相邻并且位于与所述吸入侧壁相邻的所述槽的所述第二半内，所述第二孔与所述第二充气室流体连通；其中，冷却空气经所述第二进口进入所述第二充气室，撞击在所述第二底座上并且被导入到所述第二排出孔中，所述第二排出孔引导由此排出的冷却空气，使其在所述驻点线上方和所述压力侧壁上经过，从而对翼型进行薄膜冷却。
3.如权利要求2所述的翼型，还包括多个第三进口，该进口与所述第一充气室以及所述内腔中的冷却空气流通连通；多个第三排出孔，该排出孔与所述第一排出孔相邻并且位于所述压力侧壁内，所述第三排出孔与所述第一充气室流体连通；其中，冷却空气经所述第三进口进入所述第一充气室，撞击在所述第一底座上并且被导入到所述第三排出孔中，所述第三排出孔引导由此排出的冷却空气，使其在所述压力侧壁上经过上，从而对翼型进行薄膜冷却。
4.如权利要求3所述的翼型，还包括多个第四进口，该进口与所述第二充气室以及所述内腔中的冷却空气流体连通；多个第四排出孔，该排出孔与所述第二排出孔相邻并且位于所述吸入侧壁内，所述第四排出孔与所述第二充气室流体连通；其中，冷却空气经所述第四进口进入所述第二充气室，撞击在所述第二底座上并且被导入到所述第四排出孔中，所述第四排出孔引导由此排出的冷却空气，使其在所述吸入侧壁上经过，从而对翼型薄膜进行冷却。
5.如权利要求2所述的翼型，其中，所述第一进口和所述第二进口交替排列而形成纵向延伸的列。
6.如权利要求2所述的翼型，其中，所述第一孔和第二孔以分离的纵向列延伸，所述第二和第二孔彼此错开。
7.如权利要求4所述的翼型，其中，所述第三孔以纵向的列延伸，所述第三孔与所述第一孔平行并且所述第四孔以纵向的列延伸，所述第四孔平行于所述第二孔。
8.如权利要求1所述的翼型，其中，将位于所述第一充气室内的所述第一底座的形状形成为促进所述第一充气室内的冷却空气形成紊流并且增大所述前缘内的热传导。
9.如权利要求2所述的翼型，其中，将位于所述第二充气室内的所述第二底座的形状形成为促进位于所述第二充气室内的冷却空气形成紊流并且增大所述前缘内的热传导。
10.如权利要求2所述的翼型，其中，所述第一和第二底座包括中心部分和第一、第二部分，第一和第二部分从所述中心部分上向外展开，并且所述每个第一和第二底座的第一和第二部分被排列为形成纵向延伸的列。
11.如权利要求2所述的翼型，其中，所述第一和第二孔的形状为狭槽状，并且其尺寸不超过大约0.200英寸。
12.如权利要求4所述的翼型，其中，将所述第三和第四孔的形状形成为狭槽状。
13.如权利要求1所述的翼型，其中，所述第二端部是自由顶部。
14.如权利要求4所述的翼型，其中，将所述第一和第二底座的形状形成为推进器状。
15.如权利要求2所述的翼型，其中，将所述第一和第二进口的形状形成为狭槽状。
16.如权利要求4所述的翼型，其中，将所述第三和第四进口的形状形成为狭槽状。
17.如权利要求5所述的翼型，其中，所述第一和第二进口沿所述翼型的平均拱形线纵向地延伸。
18.一种中空翼型，包括内腔，冷却空气可从翼型的端部流入该内腔；外壁，该外壁包括在前缘和后缘处连接在一起并且从根部延伸至顶部的吸入侧壁和压力侧壁；驻点线，所述驻点线沿所述前缘在翼展方向上延伸；槽，该槽位于所述外壁内，所述槽在翼展方向上延伸并且包括第一半和第二半，所述第一半和第二半由所述驻点线分隔开；第一冷却流动通道，该通道具有与所述内腔流体连通的第一进口，第一出口位于所述压力侧壁和所述驻点线之间的所述槽的所述第一部分内；以及，第一底座，该底座在所述第一冷却通道内延伸，从而使冷却空气经所述第一进口进入所述第一冷却通道，撞击在所述第一底座上，再经所述第一出口被导出翼型，从而对吸入侧壁进行薄膜冷却；和第二冷却流动通道，该通道具有与所述内腔流体连通的第一进口，该第一出口位于所述吸入侧壁和所述驻点线之间的所述槽的所述第二部分内；以及，第二底座，该底座在所述第二冷却通道内延伸，从而使冷却空气经所述第二冷却通道的第一进口进入所述第二冷却通道，撞击在所述第二底座上，再经设置在所述第二部分中的所述第二冷却通道的第一出口被导出翼型，从而对压力侧壁进行薄膜冷却。
19.如权利要求18所述的翼型，其中，所述第一冷却通道的所述第一出口相对所述第二冷却通道的所述第一出口交错布置。
20.如权利要求18所述的翼型，其中，所述第一冷却通道还包括第二进口，该第二进口与所述内腔流体连通；和第二出口，该出口位于所述压力侧壁内并与所述前缘相邻；其中，冷却空气进入所述第一冷却通道的所述第二进口并撞击在所述第一底座上，以使冷却空气经所述第一冷却通道的所述第二出口被导出翼型，从而对压力侧壁进行薄膜冷却；并且所述第二冷却通道还包括第二进口，该第二进口与所述内腔流体连通；和第二出口，该出口位于所述吸入侧壁内并与所述前缘相邻；其中，冷却空气经所述第二冷却通道的所述第二进口进入并撞击在所述第二底座上，以使冷却空气经所述第二冷却通道的所述第二出口被导出翼型，从而对吸入侧壁进行薄膜冷却。
21.如权利要求20所述的翼型，其中，所述第一和第二底座为弓形带状，该底座具有中心部分和第一、第二部分，该第一和第二部分从所述中心部分纵向地延伸，所述第一冷却通道还包括第三出口，该出口位于所述压力侧壁和所述驻点线之间的所述槽的所述第一部分内，其中，冷却空气进入所述第一冷却通道的第一进口，撞击在所述第一底座的所述中心部分上，并且被所述第一底座的所述第一和第二部分引导，经过所述第一冷却通道的所述第一和第三出口而被导出翼型，从而对吸入侧壁进行薄膜冷却；并且所述第二冷却通道还包括第三出口，该出口位于所述吸入侧壁和所述驻点线之间的所述槽的所述第二部分内，其中，冷却空气进入所述第二冷却通道的所述第一进口，撞击在所述第二底座的所述中心部分上，并且被所述第二底座的所述第一和第二部分引导，经过所述第二冷却通道的第一和第三出口而被导出翼型，从而对吸入侧壁进行薄膜冷却。
22.如权利要求21所述的翼型，其中，所述第一冷却通道还包括第四出口，该出口位于所述压力侧壁内并与所述前缘相邻；其中，冷却空气进入所述第一冷却通道的所述第二进口并撞击在所述第一底座上的中心部分上，然后被所述第一底座的所述第一和第二部分引导，经过所述第一冷却通道的所述第二和第四出口而被导出翼型，从而对压力侧壁进行薄膜冷却；并且所述第二冷却通道还包括第四出口，该出口位于所述吸入侧壁内并与所述前缘相邻；其中，冷却空气进入所述第二冷却通道的所述第二进口并撞击在所述第二底座上的所述中心部分上，并且被所述第二底座的所述第一和第二部分引导，经过所述第二冷却通道的所述第二和第四出口而被导出翼型，从而对吸入侧壁进行薄膜冷却。
23.如权利要求21所述的翼型，其中，所述第一冷却通道还包括第三进口，该第三进口与所述腔流体连通；和第三底座，该底座在所述第一冷却通道内延伸，所述第三底座为弓形带状，它包括中心部分和第一、第二部分，该第一、第二部分从所述中心部分纵向地延伸；其中，冷却空气进入所述第一冷却通道的所述第一进口，并且撞击在所述第一底座的所述中心部分上，然后被所述第一底座的所述第一部分引导，经过所述第一冷却通道的所述第一出口而被导出翼型，从而对吸入侧壁进行薄膜冷却，并且冷却空气还进入到所述第一冷却通道的所述第三进口并撞击在所述第三底座的所述中心部分上，然后被所述第三底座的所述第二部分引导，经过所述第一冷却通道的所述第一出口而被导出翼型，从而对吸入侧壁进行薄膜冷却；并且所述第二冷却通道还包括第三进口，该第三进口与所述腔流体连通；和第四底座，该底座在所述第一冷却通道内延伸，所述第四底座为弓形带状，它包括中心部分和第一、第二部分，该第一、第二部分从所述中心部分纵向地延伸；其中，冷却空气进入所述第二冷却通道的所述第一进口，并且撞击在所述第二底座的所述中心部分上，然后被所述第二底座的所述第一部分引导，经过所述第二冷却通道的所述第一出口而被导出翼型，从而对压力侧壁进行薄膜冷却，并且冷却空气还进入到所述第二冷却通道的所述第三进口并撞击在所述第四底座的所述中心部分上，然后被所述第四底座的所述第二部分引导，经过所述第二冷却通道的所述第一出口而被导出翼型，从而对压力侧壁进行薄膜冷却。
24.如权利要求18所述的翼型，其中，将所述第一进口的形状形成为狭槽状，其长度不超过0.030英寸，并且将所述第一出口的形状形成为狭槽状，其长度不超过0.2英寸。
25.如权利要求23所述的翼型，其中，所述第一和第二冷却通道的所述第一进口和所述第三进口交替排列，形成纵向延伸的列。
26.如权利要求18所述的翼型，其中，将所述第一和第二底座的形状形成为促进冷却空气形成紊流并且增大所述前缘内的热传导。
27.如权利要求20所述的翼型，其中，将所述第二进口的形状形成为狭槽状，其长度不超过0.030英寸，将所述第二出口的形状形成为狭槽状，其长度不超过0.2英寸。
28.如权利要求18所述的翼型，其中，所述第二端部是自由顶部。
29.一种用于冷却适用于燃气轮机中的中空翼型前缘的方法，包括以下步骤提供来自冷却流体源的冷却流，并使其流入进口；以及在前缘内形成微型回路，该微型回路包括位于前缘附近并纵向延伸的充气室；多个与充气室流体连通的进口，冷却流可以由该进口进入到充气室；多个离散的底座，该底座位于充气室内并在翼展方向延伸；多个位于前缘内的槽，该槽在翼展方向延伸；和多个位于槽内的第一排出孔，该第一排出孔与充气室相通，将冷却流从充气室转入到翼型前缘的外部区域，从而对前缘进行薄膜冷却。
30.如权利要求29所述的方法，其中，形成微型回路包括如下步骤将难熔金属制成为充气室和离散底座的形式；将该难熔金属插入到用于铸造翼型的模具中；以及在铸造后将难熔金属从翼型中除去。
31.如权利要求30所述的方法，其中，翼型从包括镍基合金和钴基合金的组中选择一种金属制成。
32.如权利要求30所述的方法，其中，底座的长度不超过大约0.150英尺，并且，进口的尺寸不超过0.030英寸，排出孔的尺寸不超过大约0.200英寸。
全文摘要
本发明涉及一种用于燃气轮机中翼型冷却的改进的冷却设计和方法，该设计包括纵向位于翼型前缘内的充气室。多个紊流促进器位于充气室内，用于增加前缘内的热传导。同时，该冷却设计包括多个容纳来自翼型的内腔的冷却空气的进口和多个位于前缘的外表面上的槽内的出口，冷却空气从这些出口中排出，从而形成薄膜以对前缘进行冷却。
文档编号F01D5/18GK1550641SQ20041006319
公开日2004年12月1日 申请日期2004年4月7日 优先权日2003年4月7日
发明者弗兰克·J·库尼亚, 弗兰克 J 库尼亚, A 帕隆博, 迈克尔·A·帕隆博 申请人:联合工艺公司