专利名称：用于涡轮翼型件的微型回路冷却的制作方法
技术领域：
本发明总体上涉及燃气涡轮机发动机，并涉及一种用于翼型件的改进的冷却方法。
背景技术：
在设计任何燃气涡轮机发动机时，效率是人们首要关心的。从历史观点上说，用以提高效率的主要技术之一必须是提高发动机内的气路温度。采用由高温容量合金制成的内部冷却元件已经补偿了所升高的温度。比如，涡轮机的定子翼片和定子叶片典型地是采用压缩空气冷却的，压缩空气以较高的压力但是仍然以比流过叶片或翼片的中心气流的温度低的较低温度起作用。将知道，用于如此冷却的压气机放气将不能够支持燃烧室内的燃烧。该较高压力提供了使空气穿过该元件所需的能量。然而，在该冷却过程中，给予从压气机放出的空气的功的有效百分率被损失。该低效功没有给发动机增加推力并且消极地影响了发动机的总效率。因而本领域的技术人员将认识到，在由较高的中心气路温度所获得的效率之间存在一种张力，并且伴随着需要冷却涡轮机元件，因放出空气以执行此冷却而损失效率。因而，不论采用冷却空气与否，在使冷却效率最大化方面都存在一个大值。从而，为了使得因冷却气流支持燃烧的低效性而对发动机性能的任何牺牲最小化，用于冷却叶片和翼片的任何方案都必须使对压气机放出冷却空气的利用最优化。
如图13所示，现有的可冷却翼型件典型地包括多个内部空腔，它们被供应冷却空气。冷却空气经过翼型件(或者平台)的壁，并在此过程中将热能从翼型件上带走。冷却空气经过翼型件壁的方式对于此过程的效率是关键的。在一些情况下，冷却空气穿过笔直的或者扩散的冷却孔以便以对流形式冷却壁，并建立冷却空气的一个外膜。横过这些冷却孔典型地需要一个最小的压力降以使冷却空气的量最小化，冷却空气被直接损失给经过翼型件的自由气流热中心气体。该最小压力降通常是通过翼型件内部的多个空腔产生的，其中该翼型件连接有多个限流孔。横过翼型件壁的压力降太小能够导致不希望的热中心气体流入量。在所有情形下，在冷却孔中的最小化停留时间以及冷却孔的大小使得这种类型的对流式冷却相对的效率低。
人们发现低效冷却的一个原因在于，在利用一种冷却空气薄膜冷却翼型件壁的那些应用中拙劣的薄膜特性。然而，在许多情形下，理想的是沿着壁面建立薄膜式冷却。沿着壁面移动的冷却空气的薄膜增加了冷却的均匀性，并且使壁面与所流过的热中心气体绝缘。然而，本领域的技术人员将认识到，薄膜式冷却很难建立并使燃气涡轮机维持紊流环境。在大多数情形下，用于薄膜冷却的空气从延伸穿过壁的冷却孔中流出。术语“流出”反映出在促使冷却空气从翼的内部空腔中排出时压力上具有小差异。与使用孔来建立冷却空气薄膜相关的一个问题是，薄膜对穿过孔的压力差的灵敏性。穿过孔的压力差太大将致使空气喷射入正经过的中心气体，而不是借助于冷却空气的薄膜的形成。压力差太小将导致很小的冷却气流经过孔，或者更坏的是，热中心气体的流入量很小。两个原因相逆地影响了薄膜冷却效率。与使用孔来建立薄膜冷却相关的另一个问题是，冷却空气从离散的点被分配，而不是沿着一条连续的线。在所述孔之间的间隙和在这些间隙的直接下游的区域比所述孔和这些孔的直接下游的空间被暴露给更少的冷却空气，因而更容易受到热降解作用的影响。
涡轮机发动机叶片的设计者和工程师不断努力以开发出更有效的冷却翼型件的方式，以延长翼型件的寿命并减少发动机的运行成本。从整个燃料消耗量的观点看，用于完成此任务的冷却空气是昂贵的。因而，对用于冷却涡轮翼型件的可利用冷却空气的更加有效和高效率的利用，不仅需要延长涡轮机叶片的寿命而且应该改善发动机的效率，因而再次降低了发动机的运行成本。随之，在现有的冷却设计中还有一种继续的需求，即更加有效地和高效地利用冷却空气，特别是升高转子的入口温度或者减少用于该相同转子入口温度所需的冷却气流。这在现有技术中也需要有利于使将热量从叶片传递出去所需的冷却空气的冷却设计进入崭新的和改善的设计。
发明内容
本发明提供一种微型回路冷却系统，其采用一种新的且有效的手段来冷却暴露于高温环境中的且需要冷却的壁。在示例性实施例中，被冷却的壁位于涡轮机发动机内，更具体的是所述壁是翼型件壁。尤其是，本发明提出的优于现有技术的冷却方案的优点在于，只需要更少的冷却压缩空气即可在壁面上获得相同的金属温度。更少的压缩机排放气流带来的附加优点是提高了涡轮机的效率。
涡轮翼型件包括压力侧壁和负压侧壁，它们在从根部到尖端的跨度内纵向地延伸，并且在前缘与后缘之间沿翼弦延伸，侧壁在前缘与后缘之间横向间隔开并且由在根部与尖端之间纵向延伸的第一分隔部连接在一起，以便限定出第一流道和第二流道，第一和第二流道用于冷却剂流体从其流过。翼型件包括多个被嵌入压力侧壁和负压侧壁内的冷却回路。每一冷却回路具有至少一个入口，该入口提供从第一流道进入每一冷却回路的冷却流通道；和至少一个出口孔，出口孔提供离开每一冷却回路到叶片外部的一区域的冷却流通道。第一流道不与嵌入负压侧壁内的冷却回路流动连通，并且第二流道不与嵌入压力侧壁内的冷却回路流动连通，以便使得第一流道将该冷却剂流体送入仅嵌入在压力侧壁内的冷却回路，第二流道将该冷却剂流体送入仅嵌入在负压侧壁内的所述冷却回路。
本发明的一种可冷却的翼或叶片的实施例包括根据上述实施例的翼型件。
本发明还提供一种方法实施例，该方法用于设置嵌入在可冷却的燃气涡轮翼型件的第一侧壁和第二侧壁内的冷却回路的入口，第一和第二侧壁在从根部到尖端的跨度内纵向地延伸，并且在前缘与后缘之间沿翼弦延伸。侧壁在前缘与后缘之间横向间隔开并且由在根部与尖端之间纵向延伸的第一分隔部连接在一起，以便限定出至少两个流道，以便冷却剂流体从其流过，该方法包括嵌入在第一侧壁内的冷却回路的入口设置成仅与所述流道中的一个流道流动连通，并且嵌入在第二侧壁内的冷却回路的入口设置成仅与所述其它流道中的至少一个流道流动连通，以便使负压侧壁与压力侧壁的下沉压力的差别最小化，以确保该冷却流体进入相应冷却回路的该入口内。
下面将结合附图作为实例对本发明进行描述，这些附图中图1是燃气涡轮机发动机的简化的横截面图；图2是涡轮机叶片的示意图，它包括一具有本发明的多个微型回路的翼型件，其中微型回路设置在翼型件的侧壁上；
图3是本发明的微型回路冷却方案的实施例的放大示意图；图4是本发明的微型回路冷却方案的可选实施例的放大示意图；图5是沿图2的截面线5-5截取的翼型件的横截面图；图6是图5所示翼型件叶片的部分横截面图，其中穿过冷却通道的气流方向径向向外，并示出供气段和入口孔，其向翼型件壁内的微型回路供气；图7是图5所示翼型件叶片的部分横截面图，其中穿过冷却通道的气流方向径向向内，并示出供气段和入口孔，其向翼型件壁内的微型回路供气；图8是沿图6的截面线8-8截取的冷却通道的部分横截面图，示出与所述入口孔相关的供气段；图9是沿图6的截面线9-9截取的冷却通道的部分横截面图，其中供气段和入口孔被显示在翼型件的负压侧壁上；图10是沿图7的截面线10-10截取的冷却通道的部分横截面图，示出与所述入口孔相关的供气段；图11是沿图7的截面线11-11截取的冷却通道的部分横截面图，其中供气段和入口孔被显示在翼型件的负压侧壁上；图12是冷却效率对图4所示的本发明翼型件所需叶片冷却气流及图13所示传统冷却翼型件的曲线图；图13是一种现有传统冷却翼型件；图14是本发明的一个优选实施例的横截面图，示出所述入口孔，其向图2所示的翼型件壁内的微型回路供气。
具体实施例方式
参见图1，燃气涡轮机发动机10包括风扇12，压缩机14，燃烧器16，涡轮机18和喷嘴20。在燃烧器16内部和后面，被暴露到中心气体中的大多数元件被冷却，因为中心气体具有非常高的温度。在涡轮机18内的初始转子阶段和定子叶片阶段比如被用冷却空气冷却，空气以比经过涡轮机18的中心气体更高的压力和更低的温度从压缩机14中放出。涡轮机18包括交替行的旋转斗或叶片27以及静态的翼片或者喷嘴29。采用图1所示的系统仅仅是用于示例的目的，而不是对本发明的局限，本发明可以被应用于发电机和航空器上所采用的燃气涡轮机。
参见图2，其中示出涡轮机叶片27的示意图，其具有翼型件26，该翼型件包括本发明的多个设于翼型件26的壁24内的微型回路(冷却回路)22。叶片27被采用一种位于翼型件26内部的内部空腔32的形式铸造。翼型件26被设置在杉树型件31的径向上方并具有压力侧壁28和负压侧壁30。侧壁28，30分别在轴向相对的前缘和后缘34，36处被连接在一起，并从根部38纵向或者径向延伸直至尖端42，在根部，翼型件26与整体平台40相交接，尖端42将翼型件26封闭。内部空腔32可以是任何传统的形式(比如，蛇形的，辐射状的冷却系统)，冷却剂流体流过空腔，比如，冷却空气典型的是从涡轮机10(图1)的压缩机14(图1)中排放出的空气的一部分。优选地，翼型件26具有多个内部通道(流道)32a-e。流道32a-e被与相邻通道纵向设置以限定该冷却系统的至少一部分。应当注意到，每一个流道32a-e具有一个独特的横截面，尽管这些冷却通道的横截面可以具有任何形状。而且，流道32a-e可以相互连接。
为了给出一个详细的实例，这里将对本发明的微型回路22进行描述，其中，微型回路被设置在壁24内部，壁24的一侧被暴露到中心气流G中，另一侧被暴露到冷却空气中，比如在如图2所示的涡轮机叶片27的翼型件26上。以此方式，微型回路22就将热能从壁24传递到冷却空气(空气)。然而，本发明的微型回路22并不局限于涡轮机叶片，也能够被应用于其它壁(比如，燃烧器和燃烧器衬里，增压器衬里，喷嘴，平台，叶片密封，翼，转子叶片，等)，它们被暴露到需要冷却的高温环境中。
现在参见图2和3，将对微型回路22进行详细描述。图3是本发明微型回路冷却方案之一的放大视图。微型回路提供可适配的、高对流效率的冷却。除了高对流效率之外，先进的冷却结构还需要高的薄膜效率。图2示出本发明的微型回路22，其被嵌入在翼型件26的壁24中。微型回路可以被机械加工或者模制在一个部件内。在一个优选实施例中，所述微型回路是由难熔金属形成的，并且在铸造之前被封装在部件模型内。包括钼(Mo)和钨(W)的几种难熔金属其熔点超过镍基超级合金的典型铸造温度。这些难熔金属能被用精炼的薄钢板或者尺寸形状制造，以必须使之具有冷却通道特性，这些特性已经在涡轮机和燃烧器冷却设计中被发现。特别是，这样的微型回路被制造成部件，包括但不局限于燃烧器衬里，涡轮机翼，涡轮机叶片，涡轮机护罩，翼端壁以及翼型件边缘。最好是，这样的部件由镍基合金或者钴基合金部分地或者整体地形成。薄的难熔金属板和箔(金属薄片)具有足够的展延性，以允许弯曲并形成复杂的形状。该展延性产生一种耐用的结构，其能够经受得住涂蜡/去壳的循环。铸造之后，难熔金属能被去除，比如通过化学清除，热吸(thermal leeching)，或者氧化方法，遗留一个形成微型回路22的空腔(图3-4)。应当注意到，本发明的此冷却设计也可以采用熔模铸造技术利用陶瓷心子进行制造。
所述冷却微型回路22实施例能够占有一个0.1平方英寸的壁面区域。然而，更加通用的是，微型回路22占有一个小于0.06平方英寸的壁面区域，而且优选实施例的该壁面典型地占有一个接近0.05平方英寸的壁面区域。在此示例性实施例中，微型回路22的厚度t，向壁内测量所得，优选是约0.012英寸至约0.025英寸，而且最优选是小于约0.017英寸。
所述微型回路22包括前端44，后端45，第一侧面46，第二侧面48，以及多行50，52，54，56柱或者支座(pedestal)60，62，64，66，68，它们在任一侧壁28，30的第一壁部(内表面)65(图5)与第二壁部(外表面)67(图5)之间延伸。微型回路22在其前端44与后端45之间在横向上延伸，以及在其第一侧面46与第二侧面48之间在纵向上或者在径向上延伸。入口孔61延伸穿过第一壁部65并且被定位成与微型回路22的后端45最接近，以提供一从翼型件26的空腔32到微型回路22的冷却气流通路。出口孔63延伸穿过第二壁部67并最接近于前端44，以提供一个从微型回路22到中心气路G的冷却气流通路，位于壁24外部。该微型回路22典型地沿着中心气路G的流线从前向后定向，尽管定向可以变化以适应即将到来的应用。在此示例性实施例中，有两个跑道形状的入口孔61，它们在径向方向上纵向延伸。在此示例性实施例中，出口孔63是一个狭槽，其在径向方向上纵向延伸。该入口孔61的示例性长度Lin约为0.025英寸，而出口孔63的长度Lout约为0.100英寸。
下面将结合冷却结构及其所获得的优点，对如图2所示的示例性微型回路22进行进一步描述。
所述行50具有支座60，这些支座大致形成为细长的直矩形圆柱体。支座60的长度L1(平行于该行进行测量)约为0.040英寸，宽度W1(垂直于该行进行测量)约为0.020英寸，节距P1约为0.060英寸，而间距S1约为0.020英寸。所述节距被定义为在一行之内在相邻的各个支座之间的中心径向间隔。该间隔被定义为节距P的长度减去支座的直径D的长度。支座沿行方向的尺寸L与行的节距P的比例，定义了一个沿该特定行被支座阻挡的区域的百分比，或者，下文中称为限制或阻塞因素。为了确定上述尺寸，上述限制或阻塞因素为67％。
下一行52具有支座62，这些支座也大致形成为细长的直矩形圆柱体。此行的支座的长度L2约为0.025英寸，宽度W2约为0.015英寸，节距P2约为0.0615英寸，而间距S2约为0.0365英寸。在此示例性实施例中，L2和W2基本上都小于L1和W1。然而，节距P2基本上与P1相同，也实现了异相地交错排列，从而支座62一般位于相应的间隙70的后面。在两行50，52之间的行距R1约为0.0375英寸。为了确定上述尺寸，上述限制或阻塞因素为42％。
下一行54具有支座64，这些支座也大致形成为细长的直矩形圆柱体。这些支座64的长度L3约为0.025英寸，宽度W3约为0.015英寸，节距P3约为0.0615英寸，而间距S3约为0.018英寸。在此示例性实施例中，基本上与前一行52的相应尺寸相同，但是完全异相地交错排列，从而每一个支座64位于间隙72的中间。在行52与行54之间的行距R2约为0.033英寸，类似于R1。为了确定上述尺寸，上述限制或阻塞因素为42％。
下一行56具有支座66，这些支座也大致形成为直圆柱体，其直径D4约为0.0200英寸，节距P4约为0.038英寸，而间距S4约为0.018英寸。在此示例性实施例中，D4小于矩形支座的长度。另外，节距P4小于其它行的节距，而间距S4小于除了行50之外其它行的间距。在行54与行56之间的行距R3约为0.014英寸，类似于R1和R2。为了确定上述尺寸，上述限制或阻塞因素为53％。
下一行58具有两个支座68，每个支座具有一根穿过支座本体的纵轴71，以致纵轴71在径向上延伸。从而，支座68在径向上形成为细长形状，并与出口孔63对准，如图3所示。支座68被一个间隙78间隔开，该间隙与在微型回路22的前端44上的出口孔63中心对准。间隙78在径向上的长度Lg最好是不大于约0.015英寸。支座68通常具有一个突起或者顶点76，其向外朝向出口孔63延伸并与之对准。在此示例性实施例中，支座68沿径向上的长度L5约为0.079英寸。
这样，上面已经对行50，52，54，56和58进行了描述，下面将对如图3所示的微型回路22所获得的优点进行描述。
具有支座60的第一行50以一种模式相互间隔开，该模式控制流过微型回路22的冷却空气的局部流速并促进冷却空气的横向扩散。扩散将导致尾流(涡区，wake)的形成并增加冷却回路22内的热拾取(heat pick up)。支座60与行52的支座62偏移或者交错排列。同样，行54的支座64与行52的支座62偏移。各自的偏移量是足够的以致在微型回路22中基本上没有直线型通道通过。当空气穿过支座62和64时，尾流被减少以为了形成更加均匀的流量分布。此结果是由于与行50和56相比，行52，54的阻塞因素相对较低的缘故而获得的。这样，行52，54用来使尾部搅流最小化，并且在微型回路22内在尾流/搅流之间提供渐进的过渡。当空气经过下一行56时，空气被计量供给因而增加了流速，随之增加了传热。应当注意到，行50具有比行52，54，56更大的限制因素。因而，流入微型回路22的空气被分配而没有过大的压力降，而且使得传热最大化。
支座68使得当空气流过行50，52，54时因空气湍流所产生的尾流最小化。搅流的最小化避免了热气流在微型回路22内的再循环并有利于热拾取。当空气流流向支座68周围时，它被均匀分布流过出口孔63。现在可以鉴定出口孔63的狭槽的利用了。当空气排出狭槽时，就在壁24(图2)上，尤其是在压力和负压侧壁28，30(图2)上，分别形成了均匀的薄膜防护层(film blanket)。这样，支座68防止了气流拖尾(flow streaking)或者离散喷射并通过出口孔63。当一旦通过出口孔63排出时，相应的空气喷射将不会均匀地覆盖在金属上，则可能导致在壁24上形成热点，拖尾是不利的。最好是为了提高翼型件26(图2)的结构整体性，将微型回路22设置在壁24的内部，从而出口孔63或者狭槽不会共线。
有利地，如上所述，当空气通过出口孔63排出时，支座68的定位允许对空气进行很好的计量控制。尤其是，冷却空气流过间隙78和流过与第一和第二侧面46，48接近的支座68。这样，当气流被计量通过行56时，一部分气流将经过间隙78，而剩余的空气将流过支座68。而且，以此方式，并且如图3中的流线0，1，1’所示，流过出口孔63的空气流被均匀分布。中心流线0起作用以便不允许流线1横过而干涉流线1’，反之亦然。这样，支座68的定向允许气流校直，同时确保精确的计量控制，结果是提供了改进的薄膜冷却和效率。
现在参见图4，示出微型回路22的一个可选实施例。在不同的附图中相同的参考标记和名称表示相同的部件。在此可选实施例中，微型回路22具有两个出口孔63和三个入口孔61。如图4所示，下面将就该冷却设计及其所获得的益处对该示例性实施例的微型回路22进行进一步描述。在此示例性可选实施例中，具有三个跑道形状的入口孔61，它们在径向上纵向延伸，以及两个出口孔63，优选是狭槽，也是在径向上纵向延伸。入口孔61的示例性长度Lin约为0.025英寸，而出口孔63的长度Lout约为0.100英寸。
所述微型回路22具有多行80，82，84，86的柱或者支座90，92，94和96。所述行80具有支座90，这些支座大致形成为圆形的三角形形状的圆柱体，其具有第一侧面100，该侧面是平的并且大体垂直于流向，以及圆形的覆盖侧面102。支座90的长轴长度L1约为0.033英寸，节距P1约为0.058英寸，而间距S1约为0.018英寸。行80促进了冷却空气横向分配而流入微型回路22。为了确定上述尺寸，其限制或阻塞因素为52％。
接下来两行82和84分别具有支座92，94，它们基本上形成为圆形的直矩形圆柱体。支座92的直径D2约为0.020英寸，间距S2约为0.0148英寸，而节距P2约为0.035英寸。支座94的直径D3约为0.020英寸，间距S3约为0.0148英寸，而节距P3约为0.035英寸。为了确定上述尺寸，上述限制或阻塞因素为57％。支座92，94总体上是相互偏移的或者交错排列的，并用来计量从它们之间流过的空气流。该气流由行82和84计量以增加流速、局部雷诺数和相应的内部传热系数。这样，支座90的集中导致具有比行80上的支座90更高的限制因素。
最后一行86具有两个支座96，每个支座96与两个各自的出口孔63对准。支座96具有一根在径向上延伸的纵轴99。从而，支座96在径向上形成为细长形状。每一个支座96通常具有一个突起或者顶点97，其向外朝向各自的出口孔63延伸。每一个支座96通常与各自的出口孔63中心对准。在此示例性实施例中，支座94的纵向长度L3约为0.100英寸。
这样，上面已经对行80，82，84和86进行了描述，下面将对如图4所示的微型回路22所获得的优点进行描述。
具有支座90的第一行80相互间隔开并具有如上所述的形状，其控制流过微型回路22的冷却空气的局部流速并促进冷却空气的横向扩散。而且，支座90使得搅流最小化。冷却空气流冲击到侧面100上，并且被侧面102强制绕支座90流动，因而减少了尾流的形成并避免了在支座90之后形成热点。
接下来两行82，84的支座92，94相对于彼此以及相对于第一行80的支座90交错排列。这样，就基本上没有直线型通道通过微型回路22。当冷却空气穿过它们的行时，尾流被减少以为了形成更加均匀的流量分布。
有利地，如上所述，当空气通过各自的出口孔63排出时，支座96的定位允许对空气进行很好的计量控制。尤其是，当冷却空气流过行82和84时，空气冲击到支座96上并且被导向绕支座流动，以通过相应的出口孔63排出。而且，以此方式，并且如图中的流线0，1，1’所示，中心流线0提供了通过出口孔63的均匀流量分布。就是说，流线1不会与流线1’交叉，反之亦然。中心流线0，象如图3所示的第一实施例中的一样，大体上与相应出口孔63的中心对准。然而，在此可选实施例中，支座96与出口孔对准，从而，支座96的长轴长度L3被暴露给出口孔63。同样地，当流线绕过支座时，流线自由地通过出口孔63排出。这样，支座96的定向允许气流校直，同时确保精确的计量控制，结果是提供了改进的薄膜冷却和效率。
因而，当空气流流向支座96周围时，它被均匀分布流过出口孔63。现在可以鉴定出口孔63的狭槽的利用了。当空气排出狭槽时，就在壁24(图2)上，尤其是在压力和负压侧壁28，30(图2)上，分别形成了均匀的薄膜防护层。这样，支座96防止了气流拖尾或者离散喷射并通过出口孔63。当一旦通过出口孔63排出时，相应的空气喷射将不会均匀地覆盖在金属上，则可能导致在壁24上形成热点，拖尾是不利的。最好是为了提高翼型件26(图2)的结构整体性，将微型回路22设置在壁24的内部，从而出口孔63或者狭槽不会共线。支座96也用来使尾流最小化，所述尾流是由于当空气经过行80，82，84时空气的湍流造成的。尾流的最小化避免了气流在微型回路22内的再循环并有利于热拾取。
现在参见图5，将对叶片27的微型回路22(图3，4)的附加特征进行详细描述。图5示出图2所示叶片27的横截面图，该叶片27具有多个通道32a-e。通道32a-e被纵向延伸的分隔壁或者肋116分隔开，每一个通道沿着压力和负压侧壁具有第一和第二端118，120。叶片27绕着一根旋转轴98旋转。通道32a具有几何中心C，一根中心线或者弦向轴124经过该几何中心，从而中心线124垂直于或者正交于旋转轴98。同样地，通道32b具有几何中心C，一根中心线或者弦向轴126经过该几何中心，从而中心线126垂直于或者正交于旋转轴98。应当注意，通道32a-e的形状特别是32a-b的形状只是用于举例的目的。此外，并仅供下文参考，应当注意，中心线124，126延伸通过压力和负压侧壁28，30。箭头R表示旋转方向。还应当注意，图5示出了具有代表性的被嵌入于压力和负压侧壁28，30内的微型回路22，以及相应的入口孔61a-c，这将在下文进行详细描述。
在燃气涡轮机发动机的运行期间，流入通道32a-e内的冷却空气要受到一个旋转力的作用。流经通道32a-e的径向气流的相互作用以及该旋转会导致为人熟知的科里奥利斯力(Coriolis force)，此力在通道32a-e内形成内部流动循环。基本上，此科里奥利斯力与流过通道的冷却剂流体的速度向量和旋转叶片的角速度向量的向量积成正比。顺便提及，应当理解的是，流经通道32a-e的冷却空气流可以径向向内或者向外。
现在参见图6和7，下面将对微型回路22尤其是图3和4所示两个实施例的入口孔61在翼型件2的壁24(图2)内的方位进行描述。图6是图2所示翼型件26的部分横截面图，示出供气段128和向微型回路供给气流的入口孔61a-c。图7是图2所示翼型件26的部分横截面图，示出所述供气段128和向微型回路供给气流的入口孔61a-c。
如图6和7所示，气流循环的方向取决于径向流动的方向(即，它是径向向外或是向内)。为了解释的目的，通道32a内的冷却空气流相对于中心线124沿径向向外的方向(即，向尖端42，图2)；而流经通道32b的冷却空气流相对于中心线126沿径向向内的方向(即，远离尖端42)。图6示意性地示出一对逆向旋转的环流104和106，它们是由通道32a内的科里奥利斯力形成的，其将流体从负压侧壁30移送到压力侧壁28并返回以完成循环。相反，图7示意性地示出一对逆向旋转的环流108和110，它们是由通道32b内的科里奥利斯力形成的，其将流体从压力侧壁28移送到负压侧壁30并返回以完成循环。每一个通道还包括相对的内壁112，114，它们与侧壁28，30连接在一起从而形成通道32a-e。内壁112，114是肋116的分割空腔32的部分(图2)。
在此示例性实施例中，将分别在压力和负压侧壁28，30内部设置多个微型回路22(图5)。此外，每一个各自的微型回路22的入口孔61被相对于所述逆向旋转环流(涡流对)104和106，108和110而平行定位，所述逆向旋转环流是由科里奥利斯力作用在流过各自通道32a-b的冷却空气上形成的。以此方式，逆向旋转环流104和106，108和110将被用来帮助冷却空气吸收到入口孔61并进入微型回路22。应当理解，在本发明的范围内，以大致大于0.25的很高的比转数(Rotational Number)R0，在旋转通道内就可能存在两个涡流对。如上文所述且下文还将描述，入口将被以与上文所述且下文还将描述的方式类似的方式定位，以便利用科里奥利斯力作用在侧壁28，30上。上述比转数在现有技术中是公知的。应当注意，入口孔61相对于压力和负压侧壁28，30的方位将取决于在内部通道内冷却空气的方向(即，径向向内或者向外)，各自的入口孔与内部通道流动连通。下面将对本发明的特征作进一步的详细描述。
在此示例性实施例中，冷却气流径向向外，如在冷却通道32a(图6)所示的那样，在负压侧壁30上的各个微型回路22的入口孔61被定位以便与一个最接近和邻近于肋116且远离通道32a的中间部分的区域相一致，而在压力侧壁28上，各个微型回路22的入口孔61被定位成最接近于通道32a的中心线124。就压力和负压侧壁28，30而言，入口孔61的这些定位将与那里的科里奥利斯力平行。
以与上文类似的方式和类似的理由，在此示例性实施例中，冷却气流径向向内，如在冷却通道32b(图7)所示的那样，在负压侧壁30上的各个微型回路22的入口孔61被定位成最接近于通道32b的中心线126，而在压力侧壁28上，各个微型回路22的入口孔61被定位以便与一个最接近和邻近于肋116且远离通道32b的中间部分的区域相一致。就压力和负压侧壁28，30而言，入口孔61的这些定位将与那里的科里奥利斯力平行。根据上面的描述，应当注意到这样的事实，由于在各自的压力和负压侧壁内部微型回路22的定向，如图2所示，通道32a和b的每一个入口孔61a-c是不同微型回路的一部分。
如图6和7所示，通道32a-b分布具有长度L和L1，其在第一端118与相对的第二端120之间延伸。在此示例性实施例中，当冷却气流径向向外时，如在通道32a中所示，在压力侧壁28内部的微型回路22的入口孔61被设置在一个范围S1内，该范围是在中心线124与压力侧壁28内表面相交叉的任一侧面上，沿着压力侧壁28约10％的长度内，其中入口孔61向通道32a供给气流。这与长度L的约20％的距离一致。而且，在负压侧壁30内部的微型回路22的入口孔61被沿着压力侧壁设置，其中入口孔61向通道32a供给气流，从而，每一微型回路的入口孔61是在一个从第一端118起约40％的范围S2内，以及在一个从第二端120起约40％的范围S2内。所述各个范围是沿着压力侧壁28从每一端118，120测量的，与长度L的约40％的距离一致。
而且在此示例性实施例中，当冷却气流径向向内，如在冷却通道32b所示的那样，在负压侧壁30内的微型回路22的入口孔61被定位在一个范围S1内，该范围是在中心线126与负压侧壁30内表面相交叉的任一侧面上，沿着负压侧壁30约10％的长度内，其中入口孔61向通道32b供给气流。这与长度L1的约20％的距离一致。而且，在压力侧壁28内的微型回路22的入口孔61被沿着压力侧壁设置，其中入口孔61向通道32b供给气流，从而，每一微型回路的入口孔61是在一个从第一端118起约40％的范围S2内，以及在一个从第二端120起约40％的范围S2内。所述各个范围是沿着压力侧壁28从每一端118，120测量的，与长度L1的约40％的距离一致。
还应当注意，在本发明的范围内，通道32a-b的中心线124，126可以分别被限定以用于旋转翼型件内的任何形状的内部通道。这样，由此得出结论，如上文所述，相对于中心线124，126，正如为本发明所提供并如图6和7所示的那样，入口孔61的定位能被实现并且能够连同许多可选的具有不同形状的内部通道结构被利用，它们旋转并具有内部流体比如空气在它们之间流动。还应当注意这样的事实，中心线124，126与用于任何内部通道的压力和负压侧壁28，30的相交点会随通道的形状和结构而变化。
现在参见图8和9，示出供气段或紊流器128，其分别径向地邻近于通道32a，32b内的入口孔61。图8是沿图6的截面线8-8截取的通道32a的部分横截面图，示出与入口孔61相关的供气段128。图9是沿图6的截面线9-9截取的通道32a的部分横截面图，其中供气段128和入口孔61被显示在翼型件的负压侧壁30上。
同样，在图10和11中，示出了供气段或紊流器128，其径向地邻近于通道32b内的入口孔61。图10是沿图7的截面线10-10截取的通道32b的部分横截面图，示出与入口孔61相关的供气段128。图11是沿图7的截面线11-11截取的通道32b的部分横截面图，其中供气段128和入口孔61被显示在负压侧壁30上。
相对于通道32a-b内的冷却气流的方向而言，供气段128被定位于入口孔61的下游。这样，供气段128阻碍通道32a-b内的冷却气流，并有利于冷却空气进入微型回路22。尽管在图8，9，10和11中示出的供气段是倾斜的并具有矩形横截面，但是本发明的供气段并不局限于这些横截面[比如，半椭圆形或者半球状]，可以向后缘或者前缘倾斜，可以是弧形的或者直线的。
如上文所述，当微型回路22被定位在负压侧壁30上时，入口孔61将垂直于旋转轴98，而且这样将与科里奥利斯力的方向对准。同样地，当微型回路22被定位在压力侧壁28上时，入口孔61将垂直于旋转轴98，而且这样将与科里奥利斯力的方向对准。还应当注意，如上文所述，入口孔61的布置可以有利地采用多种微型回路冷却设计，它们被嵌入在一个将被冷却的壁内并具有一个入口和出口。就是说，本发明中入口孔61的布置并不局限于在图3和4中所提供的微型回路冷却设计。还应当注意，尽管被定义为[格拉斯霍夫数/雷诺数的平方]([Grashof Number/Reynolds number squared])的浮力可以在通道内起作用以减小科里奥利斯力的大小，但是，入口孔61的上述详细布置将提供作为入口孔61相对于通道的示例性位置。旋转的格拉斯霍夫数和雷诺数在现有技术中是公知的。
现在参见图2，12和13，下面将对上文所示和所述的本发明的优点进行详细描述。图13是一种现有技术的传统冷却翼型件。图12是所需叶片冷却气流对上述本发明冷却方案及图13所示传统现有技术的叶片结构的冷却效率的曲线图。曲线130一般表示图13所示的现有技术的叶片结构的冷却效率。曲线132一般表示上文和图4所示的本发明实施例的冷却效率的提高。采用图3所示实施例，如曲线132所示，将获得类似的冷却效率和相应的有益效果。
冷却有效率被定义为，相关的热燃烧气体和块状金属温度的温差与相关的热燃烧气体和冷却剂流体(冷却空气)之间的温差的比率，定义如下Φ＝[T气体-T金属]/[T气体-T冷却剂]其中T气体＝流过翼型件外部的气体的温度；T冷却剂＝冷却空气的温度；T金属＝翼型件的块状金属的温度。
优选地，涡轮机工程师和设计者试图设计出最大的冷却有效率，因为金属温度越冷，叶片27的整体寿命就越好。这在本发明中可以以两种方式获得。首先，采用薄膜冷却以降低热燃烧气体的温度。该温度被降低，是因为当冷却空气从出口孔63喷射到热燃烧气流中时冷却空气进行了混合。但是不希望完全依靠这种方法，因为，如上文所述，从压缩机14(图1)中带走的冷却空气越多，压缩机14(图1)能够产生的功率越少。所以，如上所述，本发明采用一种新颖的方法以便以内部对流的方式冷却壁24，从而获得所希望的冷却有效率。应当注意，传统的翼型件薄膜冷却采用此方法未达到一个使效率高而且可靠的程度。对流的冷却有效率的大小是当冷却空气在微型回路22内流动时冷却空气的热拾取的一个函数，如下式η＝[T出口冷却剂-T入口冷却剂]/[T金属-T入口冷却剂]其中T出口冷却剂＝流出出口的冷却空气的温度；T入口冷却剂＝流入入口的冷却空气的温度；T金属＝翼型件的块状金属的温度。
在上述公式中，涡轮机工程师和设计者寻求一种具有高热拾取的设计，从而冷却翼型件26的壁24。如图12中的曲线132所示，本发明以多种方式获得了增大的热拾取。首先，如图3所示的支座60，62，64，66以及如图4所示的支座90，92，94是微型回路22内的紊流促进器。第二，所述支座还用来增加了表面积因而提高了对流的传热路径。第三，所述支座扩散了流过微型回路22的气流。第四，在图3和4所示的两个实施例中，所述用于计量的行计量气流以增加微型回路22内的传热拾取。
本领域的技术人员应当清楚，在本发明的范围内，所述支座的布置及其形状和尺寸能够改变，以便对于给定的翼型件结构获得所需的传热性能。
一旦冷却空气从微型回路22喷射出，它就能够部分地混合到热燃烧气体的气流G中，并且因为它自身的动量，它能够溢出侧壁28，30。这样，通过提供一种薄膜式幕帘而保护叶片27以免受到热燃烧气体G的影响，所喷射的冷却空气薄膜冷却了壁24，尤其是压力和负压侧壁28，30。
现在参见图14，示出图5所示翼型件26的一个替代实施例，图5示出了微型回路22(图2)的入口孔61的布置，下面将进行详细描述。在图5与图14中相同的附图标记表示相同的部件，对图5中的那些部件的描述将被省略。
通常，燃气涡轮机叶片27的二次流由下述1)和2)之间的压力差来驱动，其中1)流入通道的气流源即通过叶片27的根部38(图2)供入内部通道32e-i的压缩空气，其从根部38向尖端42(图2)径向流动，以及2)流出通道的气流，或下沉流(sink)，即在压力侧和在负压侧上的热的主流气流G的静压力。微型回路22对于驱动二次流的参数有影响。
对通道32e-i进行三维动量力分析，显示出对于冷却剂的总惯量而言具有四个主要参数或者贡献因素。这些贡献因素是压力梯度、粘性力、科里奥利斯力以及浮力。压力项通常具有最大的量级，尤其是由于叶片27的旋转在径向上具有泵送作用。粘性力阻挡气流流过叶片内部通道32e-i。当存在薄膜冷却孔，比如出口孔63时，在各自的通道32内就存在高的流速，而当与压力和粘性两项相比较时，科里奥利斯力和浮力的影响具有次要的作用。
由于微型回路的内部特征，经每一微型回路22的压力降比经各自出口孔63的或者薄膜冷却孔的压力降要大得多。通道32内存在的雷诺数的特征是小的马赫数(Mach number)。比如，在航空燃气涡轮机发动机中所发现的、与固定旋转速度例如16,000RPM相关联的小雷诺数，会导致更大的比转数，从而压力和粘性项不再起支配作用。而且，科里奥利斯力沿弦向和径向形成合力，以便形成涡旋流型(图6和7)。在径向上浮力作用增大，是通道内的低雷诺数的一个附加结果。在通道32e-i内的一些区域，浮力项可以更大以致它超过压力并且使径向上的气流反向。
上述参数的潜在影响能够导致经负压侧入口孔61出现更大的压力降，以及经压力侧入口孔61出现相对小些的压力降。上述更小的压力降不能够充分地提供进入被嵌入在压力侧壁28内的各自微型回路22中的所有必需的冷却空气。
这样，该替代的入口孔布置明确地揭示出，压力梯度、粘性力、科里奥利斯力和浮力能够对采用了所述微型回路22的翼型件的冷却设计产生相互作用和潜在影响。
在此替代实施例中，对于设置在压力侧壁28上的微型回路22的入口孔61与通道32f，h形成流动连通，而设置在负压侧壁30上的微型回路22与通道32e，g形成流动连通。这样，相对于微型回路22的侧壁位置而言，相应的通道专用于向压力侧壁28上的微型回路22供给气流，或者向负压侧壁30上的微型回路22供给气流。应当知道，在本发明的范围内，这里所述的且在图14中所示的该替代实施例可以应用于具有与图示不同数量内部通道和肋布置的翼型件。而且，应当注意，任何一个通道内的冷却剂的一部分都可以被用来向一个位于翼型件尖端的增压部分(plenum)供给气流。比如，在美国专利申请系列号为No.10/358,646、名称为“涡轮机叶片尖端的微型回路冷却”的专利申请中，公开了这样一种尖端增压部分(tip plenum)的设计。还应当理解，所述替代实施例还可以用于静叶片(图1)，比如是燃气涡轮机发动机上的静叶片。
因此，关于入口孔61布置的上述替代实施例给冷却空气中的任何非均匀性提供了减弱敏感作用，这种非均匀性导致压力侧壁与负压侧壁28，30上的下沉压力(sink pressure)以及科里奥利斯力和浮力出现差异，它们可能不利地影响翼型件26的冷却要求。以这种方式，该替代实施例确保足够的冷却空气进入各自微型回路22中。而且，该替代实施例能应用于叶片27以及翼片29(图1)的翼型件上。
因此，本发明提供了一种冷却系统，该系统采用了一种新的手段对翼型件进行薄膜冷却和对流冷却。尤其是，这种组合提供了一种超过现有技术冷却方案的优点，在壁24上获得具有相同的金属温度，并且用于冷却壁24所需的冷却压缩空气更少。更少的压缩机排放气流带来了附加优点，即提高了涡轮机效率。与现有技术相比，本发明提供了一种新颖的微型回路冷却设计，其在改善性能的同时还延长了叶片的使用寿命。本发明的微型回路22提供了一种改进的方法对翼型件26进行薄膜式冷却。从而，采用了本发明的有利的冷却设计的翼型件将不仅具有更长的使用寿命，而且还会提高涡轮机的整体效率。
上面已经对被认为是本发明的优选和示例性实施例进行了描述，根据这里的启示，对于本领域的技术人员来说，对本发明进行其它修改是显而易见的，因此希望对权利要求书进行这样的修改均在本发明的实质精神和保护范围内。
权利要求
1.一种涡轮翼型件，其包括压力侧壁和负压侧壁，它们在从根部到尖端的跨度内纵向地延伸，并且在前缘与后缘之间沿翼弦延伸，所述侧壁在所述前缘与后缘之间横向间隔开并且由在所述根部与所述尖端之间纵向延伸的第一分隔部连接在一起，以便限定出第一流道和第二流道，所述第一和第二流道用于冷却剂流体从其流过；多个冷却回路，其嵌入在所述压力侧壁内，其中每个所述冷却回路包括入口，所述入口提供从所述第一流道进入每一所述冷却回路的冷却流通道；和出口孔，所述出口孔提供离开每一所述冷却回路到该翼型件外部的一区域的冷却流通道；多个冷却回路，其嵌入在所述负压侧壁内，其中每个嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路包括入口，所述入口提供从所述第二流道进入每一嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路的冷却流通道；和出口孔，所述出口孔提供离开每一被嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路到该翼型件外部的所述区域的冷却流通道；其中所述第一流道不与嵌入所述负压侧壁内的所述冷却回路流动连通，并且所述第二流道不与嵌入所述压力侧壁内的所述冷却回路流动连通，以便使得所述第一流道将该冷却剂流体送入仅嵌入在所述压力侧壁内的所述冷却回路，所述第二流道将该冷却剂流体送入仅嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路。
2.如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于还包括第三流道，其设置在所述第一分隔部与所述后缘之间，所述第三流道用于该冷却剂流体从其流过；其中，所述第三流道不与被嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路形成流动连通，从而所述第三流道将冷却剂流体送入被嵌入在所述压力侧壁内的所述冷却回路的一部分中。
3.如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于被嵌入在所述负压侧壁内和所述压力侧壁内的每一所述冷却回路的所述出口孔是薄膜冷却狭槽，所述薄膜冷却狭槽径向延伸穿过所述侧壁并从其排出所述冷却剂流体。
4.如权利要求3所述的涡轮翼型件，其特征在于所述负压侧壁的所述薄膜冷却狭槽相互径向交错排列，且所述压力侧壁的所述薄膜冷却狭槽相互径向交错排列。
5.如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于被嵌入在所述压力侧壁和所述负压侧壁内的每一所述冷却回路包括第二入口，每一所述冷却回路的所述第一和第二入口径向间隔开。
6.如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于被嵌入在所述压力侧壁和所述负压侧壁内的每一所述冷却回路占有一不大于约0.06平方英寸的壁面区域。
7.如权利要求5所述的涡轮翼型件，其特征在于所述第一和第二入口是跑道形状，其沿径向的长度大于其横向于该方向的宽度。
8.如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于所述冷却剂流体包括空气。
9.如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于该翼型件具有纵轴线，所述第一和第二流道在所述侧壁之间纵向延伸。
10.一种用于燃气涡轮机的可冷却的叶片或翼片，其包括翼型件，所述翼型件包括压力侧壁和负压侧壁，它们在从根部到尖端的跨度内纵向地延伸，并且在前缘与后缘之间沿翼弦延伸，所述侧壁在所述前缘与后缘之间横向间隔开并且由在所述根部与所述尖端之间纵向延伸的第一分隔部连接在一起，以便限定出第一流道和第二流道，所述第一和第二流道用于冷却剂流体从其流过；多个冷却回路，其嵌入在所述压力侧壁内，其中每个所述冷却回路包括入口，所述入口提供从所述第一流道进入每一所述冷却回路的冷却流通道；和出口孔，所述出口孔提供离开每一所述冷却回路到该翼型件外部的一区域的冷却流通道；多个冷却回路，其嵌入在所述负压侧壁内，其中每个嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路包括入口，所述入口提供从所述第二流道进入每一嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路的冷却流通道；和出口孔，所述出口孔提供离开每一被嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路到该翼型件外部的所述区域的冷却流通道；其中所述第一流道不与嵌入所述负压侧壁内的所述冷却回路流动连通，并且所述第二流道不与嵌入所述压力侧壁内的所述冷却回路流动连通，以便使得所述第一流道将该冷却剂流体送入仅嵌入在所述压力侧壁内的所述冷却回路，所述第二流道将该冷却剂流体送入仅嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路。
11.如权利要求10所述的叶片或翼片，其特征在于，所述叶片或翼片还包括第三流道，其设置在所述第一分隔部与所述后缘之间，所述第三流道用于该冷却剂流体从其流过；其中，所述第三流道不与被嵌入在所述负压侧壁内的所述冷却回路形成流动连通，从而所述第三流道将冷却剂流体送入被嵌入在所述压力侧壁内的所述冷却回路的一部分中。
12.如权利要求10所述的叶片或翼片，其特征在于所述叶片或翼片是由从镍基合金和钴基合金组成的组中选取的金属制成的。
13.如权利要求10所述的叶片或翼片，其特征在于被嵌入在所述负压侧壁内和所述压力侧壁内的每一所述冷却回路的所述出口孔是薄膜冷却狭槽，所述薄膜冷却狭槽径向延伸穿过所述侧壁并从其排出所述冷却剂流体。
14.如权利要求13所述的叶片或翼片，其特征在于所述负压侧壁的所述薄膜冷却狭槽相互径向交错排列，且所述压力侧壁的所述薄膜冷却狭槽相互径向交错排列。
15.如权利要求10所述的叶片或翼片，其特征在于被嵌入在所述压力侧壁和所述负压侧壁内的每一所述冷却回路包括第二入口，每一所述冷却回路的所述第一和第二入口径向间隔开。
16.如权利要求10所述的叶片或翼片，其特征在于被嵌入在所述压力侧壁和所述负压侧壁内的每一所述冷却回路占有不大于约0.06平方英寸的壁面区域。
17.如权利要求15所述的叶片或翼片，其特征在于所述第一和第二入口是跑道形状，其沿径向的长度大于其横向于该方向的宽度。
18.如权利要求10所述的叶片或翼片，其特征在于所述冷却剂流体包括空气。
19.如权利要求10所述的叶片或翼片，其特征在于该翼型件具有纵轴线，所述第一和第二流道在所述侧壁之间纵向延伸。
20.一种设置嵌入在可冷却的燃气涡轮翼型件的第一侧壁和第二侧壁内的冷却回路的入口的方法，所述第一和第二侧壁在从根部到尖端的跨度内纵向地延伸，并且在前缘与后缘之间沿翼弦延伸，所述侧壁在所述前缘与后缘之间横向间隔开并且由在所述根部与所述尖端之间纵向延伸的第一分隔部连接在一起，以便限定出至少两个流道，以便冷却剂流体从其流过，所述方法包括嵌入在所述第一侧壁内的所述冷却回路的所述入口设置成仅与所述流道中的一个流道流动连通，并且嵌入在所述第二侧壁内的所述冷却回路的所述入口设置成仅与所述其它流道中的至少一个流道流动连通，以便使所述负压侧壁与所述压力侧壁的下沉压力的差别最小化，以确保该冷却流体进入所述相应冷却回路的所述入口内。
21.如权利要求20所述的方法，其特征在于所述第一侧壁是大致凹入的压力侧壁，而所述第二侧壁是大致凸出的负压侧壁。
22.如权利要求20所述的方法，其特征在于所述翼型件是由从镍基合金和钴基合金组成的组中选取的金属制成的。
23.如权利要求20所述的方法，其特征在于每一所述冷却回路占有不大于约0.06平方英寸的壁面区域。
24.如权利要求20所述的方法，其特征在于所述入口是跑道形状，其沿径向的长度大于其横向于该方向的宽度。
全文摘要
一种涡轮翼型件，其包括多个被嵌入在压力侧壁和负压侧壁内的冷却回路以及第一和第二流道。第一流道将冷却剂流体送入仅嵌入在压力侧壁内的冷却回路，第二流道将冷却流体送入仅嵌入在负压侧壁内的冷却回路。本发明的方法实施例包括嵌入在所述第一侧壁内的所述冷却回路的所述入口设置成仅与所述流道中的一个流道流动连通，并且嵌入在所述第二侧壁内的所述冷却回路的所述入口设置成仅与所述其它流道中的至少一个流道流动连通，以便使所述负压侧壁与所述压力侧壁的下沉压力的差别最小化，以确保该冷却流体进入所述相应冷却回路的所述入口内。
文档编号F01D5/00GK1670336SQ200510055808
公开日2005年9月21日 申请日期2005年3月16日 优先权日2004年3月16日
发明者F·J·昆哈, K·桑特勒, S·W·盖曼, E·库奇 申请人:联合工艺公司