专利名称：涡轮机构件的薄膜冷却的制作方法
技术领域：
本发明涉及涡轮机。更具体而言，本发明涉及涡轮机构件的薄膜 冷却。
背景技术：
在诸如燃气轮机的涡轮机的热燃气通路内的构件，经受着导致低 周疲劳裂紋、蠕变断裂和/或氧化等的高温，而这些会导致构件的过早 失效。经常采用一种或多种方法来冷却热燃气通路构件以延长它们的 使用寿命。 一种这样的方法是薄膜冷却。薄膜冷却是通过从气源如绕 过燃烧室的压缩机排出流喷射空气穿过构件表面中的孔来实现。相对 较冷的空气进入热燃气通路并且在热燃气和构件之间形成隔离层而 降^f氐流入构件内的热量。
然而，增大从压缩机排出的空气量对整个涡轮机效率有着负面影 响。因此期望提高薄膜冷却的效果，以便只需要从压缩机排出较少的 空气并通过孔喷射而获得可接受的冷却量。
发明内容
涡轮机构件包括流通路表面和设置在流通路表面内的沟槽。至少 一个冷却通孔位于沟槽内并且能够喷射冷却流到涡轮机构件的流通 ^各表面上。该冷却流在流通路表面上形成冷却膜。
冷却涡4仑4几构件的方法包括穿过至少 一 个冷却通孔喷射冷却流 到涡轮机构件的流通路表面上，该冷却通孔设置在涡轮机构件中的沟 槽内。冷却膜由流通路表面和热燃气流之间的冷却流形成。
根据下列描述并结合附图，这些及其它的优点和特征将变得更加 明显。
视作为本发明的主题在权利要求书中具体地指出并明确地要求 受到保护。根据下列详细描述并结合附图，本发明的上述及其它目的、
特征以及优点是明显的，附图中
图1是涡轮机构件的实施例的局部透视图，该涡轮机构件具有用
于薄膜冷却的分流器(fl。w diverter);
图2是图1的涡轮机构件的截面图； 图3是图1的涡l仑^4勾件的轴向截面图4是涡轮机构件的另一个实施例的局部透视图，该涡轮机构件 具有用于薄膜冷却的分流器；
图5是图4的涡轮机构件的备选实施例的局部透视图；以及
图6是涡轮机构件的又一个实施例的局部透视图，该涡轮机构件 具有用于薄膜冷却的分流器；
参照附图通过示例的方法，详细描述阐明了本发明的实施例以及 其优点和特征。
零件清单
涡轮机翼型件 10
热燃气流 12
外表面 14
流向 16
沟槽 18
上游槽壁 20
下游沟槽表面 22
冷^卩通孑L 24
轴线 26
沟槽底板 28
冷却流 30
5分流器32
下游壁34
分流侧壁36
侧壁角38
宽度40
流道42
顶部44
扩散表面46
边缘48
基体层50
5具体实施例方式
图1所示为诸如涡轮机翼型件10的涡轮机构件的局部视图。热 燃气流12沿流向16行进越过涡轮机翼型件10的外表面14。至少一 个沟槽18设置在涡轮机翼型件10内并且由上游槽壁20和至少一个 下游沟槽表面22所限定，在一些实施例中，上游槽壁20从涡轮机翼 型件10大致径向向外地延伸。至少一个冷却通孔24设置在沟槽18 内。在图l中，虽然多个冷却通孔24布置成大致沿着沟槽18径向地 延伸排成一行，但在本发明的范围内可构思出在沟槽18内的冷却通 孔24的其它布置。冷却通孔24可具有如图1所示的椭圆开口，或者 可根据来自冷却通孔24的所需流而具有圓形或其它形状的开口。此 外，如图2所示，冷却通孔24可具有不垂直于外表面14的轴线26, 以便更平稳地流经冷却通孔24。
再次参看图1，下游沟槽表面22从沟槽底板28径向向外倾斜。 这防止离开冷却通孔24的冷却流30 >^人外表面14吹离进入热燃气流 12。至少一个分流器32设置在下游沟槽表面22处。各分流器32均 包括下游壁34，在图1的实施例中，其轴向地设置在流向16的下游并且大致垂直于流向16，使得离开冷却通孔24的冷却流30如图1所 示地分流或分离。在一些实施例中，下游壁34设置在与相应的冷却 通孔24大致相同的横向位置处。冷却流30横向地绕着下游壁34并 沿着下游沟槽表面22分开和流动。 一部分的冷却流30可在下游壁34 的外侧径向地流动并且沿着外表面14行进。各分流器32均包括两个 分流侧壁36。各分流侧壁36均以侧壁角38>^人下游壁34延伸，该侧 壁角38在一些实施例中可朝向相邻分流器32的分流侧壁36。在图1 所示的实施例中，虽然侧壁角38是相等的，但应理解的是在本范围 内可构思出对于一个或多个侧壁36而言侧壁角38不相同的实施例。 利用分流器32致使冷却流30散布在涡轮机翼型件10的更大部分上， 因此提供了更为有效的涡轮机翼型件10的冷却。下游壁34的宽度40 和/或侧壁角38可以改变，以提供所期望的冷却流30的散布量。此外， 如图3所示，相邻分流器的分流侧壁36形成流道42，防止热燃气流 12在冷却流30和下游沟槽表面22之间流动，/人而防止热燃气流12 和冷却流30的混合。
现在参看图4，在备选实施例中，各分流器32均包括会聚在顶部 44的两个分流侧壁36，该顶部44轴向地位于冷却通孔24的下游， 并且处在与相应的冷却通孔24大致相同的横向位置处，使得离开冷 却通孔24的冷却流30如图4所示地分离或分流。各分流侧壁36以 侧壁角38设置并朝向相邻的分流器32的分流侧壁36延伸。包括顶 部44的分流器32,防止在冷却通孔24的出口处在冷却流30中形成 涡流，而且使得冷却流30散布在涡轮机翼型件IO的更大部分上。现 在参看图5，各顶部44均可至少部分地设置在相应的冷却通孔24内。 当冷却流30离开冷却通孔24时，这种构造的分流器32能够使冷却 流30分离或分流。
在图6所示的备选实施例中，各分流器32大致横向地设置在两 个冷却通孔24之间。如上所述，各分流器32均包括下游壁34和以 侧壁角38设置的两个分流侧壁36。在这个实施例中，侧壁角38使得各分流侧壁36均延伸朝向与相同分流器32的另一个分流侧壁36会 聚。在这个实施例中，虽然冷却流30在从冷却通孔24离开时没有分 离，但散布在相邻分流器32之间的流道42上。
如上所述，冷却通孔24可具有许多形状。图6所示的冷却通孔 24包括位于冷却通孔24的下游出口部分处的扩散表面46，并且该扩 散表面46径向地向内倾斜低于沟槽底板28。包括扩散表面46的冷却 通孔24附加地提供了冷却流30从冷却通孔24到外表面14的平稳过 渡，防止冷却流30吹离进入热燃气流内。在图6所示的实施例中， 扩散表面的边缘48与分流侧壁36是共面的，但在本范围内可构思出 相对于分流侧壁36的边缘48的其它的结构和定位。
在一些实施例中，涡轮机翼型件10包括基体层50和覆盖层52， 覆盖层52可包括隔热覆盖层(TBC)以提供基体层50的额外的热防护。 如图6所示，冷却通孔24设置在基体层50内，而分流器32、上游槽 壁20和下游沟槽表面22设置在覆盖层52内并且可由隔热覆盖层 (TBC)形成。
虽然本发明仅结合了有限数量的实施例进行了详细地描述，但应 容易理解的是本发明并不限于这些公开的实施例。相反而言，本发明 可以修改为用以结合至今未被描述但与本发明的范围和主旨相匹配 的任意数量的变型、变更、替代方案或等效装置。此外，虽然已描述 了本发明的多个实施例，但应理解的是本发明的方面可仅包括所述实 施例中的一些。因此，本发明不应视作由前述描述来限制，而应仅由 附属权利要求的范围来限制。
权利要求
1. 一种涡轮机构件(10)，包括流通路表面(14)；设置在所述流通路表面(14)中的沟槽(18)；以及设置在所述沟槽(18)中的至少一个冷却通孔(24)，所述至少一个冷却通孔(24)与所述涡轮机构件(10)的流通路表面(14)成流体地联接，以及能够在所述流通路表面(14)上产生冷却膜。
2. 根据权利要求1所述的涡轮机构件(IO),其特征在于，所述涡 轮机构件(10)包括设置在所述至少一个冷却通孔(24)的下游的至少一 个分流器(32),用于使所述冷却膜散布在所述流通路表面(14)上。
3. 根据权利要求2所述的涡轮机构件(10)，其特征在于，所述至 少 一个分流器(32)包括以侧壁角(38)从下游壁(34)延伸的两个分流侧 壁(36)。
4. 根据权利要求3所述的涡轮机构件(10)，其特征在于，各分流 侧壁(36)均朝向相邻分流器(32)的相邻分流侧壁(36)延伸。
5. 根据权利要求4所述的涡轮机构件(10)，其特征在于，各分流 器(32)均设置在与相应的冷却通孔(24)大致相同的横向位置处。
6. 根据权利要求5所述的涡轮机构件(10),其特征在于，所述至 少 一个分流器(32)的至少 一部分设置在相应的冷却通孔(24)内。
7. 根据权利要求1所述的涡轮机构件(IO)，其特征在于，所述至 少一个冷却通孔(24)具有成椭圆形状的出口 。
8. —种涡轮机构件(10)的冷却方法，包括将冷却流(30)穿过至少 一个冷却通孔(24)喷射到所述涡轮机构件 (10)的流通路表面(14)上，所述冷却通孔(24)设置在所述涡轮机构件(10) 中的沟槽(18)内；以及在所述流通路表面(14)和热燃气流(12)之间形成冷却膜。
9. 根据权利要求8所述的方法，包括使所述冷却膜流动至与设置在所述至少一个冷却通孔(24)的下游 的至少一个分流器(32)相接触；以及使所述冷却膜经由所述至少一个分流器(32)散布在所述流通路表 面(14)上。
10.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，所述方法包括经 由所述至少一个分流器(32)使所述冷却流(30)分离，其中，所述至少一 个分流器(32)至少部分地设置在相应的冷却通孔(24)内。
全文摘要
本发明涉及涡轮机构件的薄膜冷却。具体而言，提供了一种涡轮机构件(10)，其包括流通路表面(14)和设置在流通路表面内的沟槽(18)。至少一个冷却通孔(24)位于沟槽(18)内并且能够喷射冷却流(30)到涡轮机构件(10)的流通路表面(14)上。冷却流(30)在流通路表面(14)上形成冷却膜。一种冷却涡轮机构件(10)的方法，其包括穿过至少一个冷却通孔(24)将冷却流(30)喷射到涡轮机构件(10)的流通路表面(14)上，该冷却通孔(24)设置在涡轮机构件(10)内的沟槽(18)内。冷却膜由流通路表面(14)和热燃气流(12)之间的冷却流(30)形成。
文档编号F01D5/08GK101545381SQ200910132498
公开日2009年9月30日 申请日期2009年3月25日 优先权日2008年3月25日
发明者G·M·伊策尔 申请人:通用电气公司