专利名称：膜冷却增强装置和结合有膜冷却增强装置的涡轮翼面的制作方法
技术领域：
本文所公开的主题大体而言涉及燃气涡轮发动机，且更特定而言，涉及膜冷却增 强装置和结合有膜冷却增强装置的涡轮翼面(turbineairfoil)。
背景技术：
燃气涡轮发动机大体上包括压缩机，其对空气进行加压，空气然后与燃料在燃烧 器中混合以生成热燃烧气体。在多个涡轮级中从这些燃烧气体提取能量以向压缩机提供动 力并产生有用功，通常通过向飞机涡轮风扇应用中的风扇提供动力，或者通过向海洋、工业 和其它应用的输出轴杆提供动力。燃烧气体沿着涡轮发动机的各个构件流动并向涡轮发动机的各个构件传热。这些 热构件部分地由冷却系统冷却，冷却系统在冷却回路中使用由压缩机生成的加压空气的一 部分来提供其向热燃烧气体暴露或由此加热的表面的膜冷却，冷却回路延伸到这些构件的 表面。膜冷却的涡轮构件包括燃烧器、喷嘴、转子盘、桨叶(blade)、叶片(vane)、护罩、衬套 和其它构件。热燃烧气体最初从燃烧器排放到固定高压涡轮入口，其包括第一级涡轮喷嘴，第 一级涡轮喷嘴包括周向间隔开的径向延伸的定子喷嘴叶片阵列，定子喷嘴叶片包括在内带 与外带(inner and outer bands)之间延伸的叶片翼面。叶片翼面是部分中空的且形成冷 却回路的一部分且包括延伸穿过其侧壁的膜冷却孔的各个行和其它图案用于排放膜冷却 空气以在其外表面上形成边界层，特别是在翼面的前边缘和尾边缘。涡轮的其它级还包括 类似的喷嘴和叶片阵列。涡轮的第一级还包括涡轮转子，涡轮转子包括周向间隔开的径向延伸的涡轮转子 桨叶阵列，涡轮转子桨叶附连到支承的转子盘的外部。每个桨叶包括部分中空的燕尾榫头 部分，其附连到部分中空的涡轮翼面，其中，它们的中空部分形成冷却回路的一部分且包括 穿过其侧壁延伸的膜冷却孔的各个行和其它图案用于其外表面的膜冷却，特别是翼面的前 边缘和尾边缘。涡轮的其它级还包括类似的转子盘和叶片阵列。膜冷却孔还存在于典型燃气涡轮发动机的其它构件中且被布置成各种图案，用于 促进在直接地或间接地向热燃烧气体暴露的表面上的空气的膜冷却覆盖层(blanket)。膜 冷却孔通常布置成线性行，且这些行在横向(laterally)间隔开用于根据需要来分配膜冷 却空气，以调节自燃烧气体的局部热负荷并形成冷却空气覆盖层。典型膜冷却孔是管状的或圆柱形的且由(例如)激光钻孔制成。另一形式的膜冷 却孔是扩散孔，其在本技术领域中具有各种构造。在扩散孔中，其出口部分的流动面积从上 游入口在下游向后方向上发散或增加用于减小从中的排放速度。示范性扩散孔具有梯形出 口和内区(inner land)，梯形出口的侧边缘以合适的小扩散角发散，内区以比穿过孔的入 口部分的标称倾斜角更浅的倾斜角与构件外侧表面融合。以此方式，典型扩散孔有效地用 于在横向传播所排放的冷却空气射流且局部地提高膜冷却性能。对于预期热负荷，具体地设计膜冷却孔的构造、数量和图案，包括其截面形状、长度以及与待冷却表面的角度，其在构件之间且在个别构件的外侧表面上不同。一般而言，膜 冷却孔的设计(包括大小、形状、图案、位置和其它方面)具有减少从压缩机抽出的膜冷却 空气量的目的，这是由于用于膜冷却的这些空气的使用阻止其在燃烧过程中的使用且因此 降低了发动机效率。膜冷却孔的性能受到许多因素的影响，包括其几何形状，包括其表面积；以及在具 体构件中的局部条件，包括在膜冷却孔的外侧与内侧之间的压差或压力比，以及在外侧表 面上燃烧气体的速度和压力分布。虽然包括扩散孔的膜冷却孔有用于以上文所述的方式提供膜冷却，但控制膜冷却 孔的外侧与内侧之间的压差或压力比和通过它们的空气流动以及邻近该孔的翼面侧壁的 对流冷却量的能力大体上被限制为控制孔自身的特征，诸如其位置、间距、大小、形状、方位 (即，孔入口相对于冷却回路的方位以及与翼面表面的角度)、数目等，而这受到用于形成 它们的制造方法以及其它考虑(诸如翼面的总性能要求)的限制。 因此，希望提供从燃气涡轮发动机构件中利用的膜冷却孔来冷却燃气涡轮发动机 构件的改进的方法。
发明内容
根据本发明的一方面，公开了一种涡轮翼面。该翼面包括涡轮护罩、衬套、叶片或 桨叶，其包括具有膜冷却孔的翼面侧壁，膜冷却孔在翼面冷却回路与翼面表面之间延伸。翼 面还包括设置于膜冷却通道中具有主体的插入件。该主体具有近端和远端，近端被配置成 靠近翼面表面设置。主体还被配置成限定通路(passageway)，在设置于膜冷却孔中时，通路 在远端与近端之间延伸。根据本发明的另一方面，公开了一种用于涡轮翼面的膜冷却孔的插入件。插入件 包括主体，主体被配置成用于设置于膜冷却孔中，主体具有近端和远端，近端被配置成靠近 翼面表面设置。主体还被配置成限定通路，在设置于膜冷却孔中时通路在远端与近端之间 延伸。结合附图，通过下文的描述，本发明的这些和其它优点和特点将更加明显。
在所附权利要求中特定地指出且明确地主张了被认为是本发明的主题。结合附 图，通过下文的具体实施方式
，本发明的前述和其它特点和优点将会变得明显，在附图中图1是如本文所述的示范性涡轮翼面的透视图；图2是沿着截面2-2所截取的图1的涡轮翼面的截面图；图3是图1的区域3的顶视图；图4是沿着图3的截面4-4所截取的截面图；图5是沿着图3的截面5-5所截取的截面图；图6是如本文所述的膜冷却插入件的示范性实施例的截面图；图7是如本文所述的膜冷却插入件的第二示范性实施例的截面图；图8是图1的截面8-8的截面图，其示出了如本文所述的膜冷却插入件的第三示 范性实施例；
图9是如本文所述的膜冷却插入件的第四示范性实施例的截面图；图10是如本文所述的膜冷却插入件的第五示范性实施例的截面图；图11是如本文所述的膜冷却插入件的第六示范性实施例的截面图；图12是如本文所述的膜冷却插入件的第七示范性实施例；图13是如本文所述的膜冷却插入件的第八示范性实施例的透视图；图14是如本文所述的膜冷却插入件的第九示范性实施例的透视图；且图15是图14的截面15-15的截面图。下文的具体实施方式
参看附图以举例说明的方式解释了本发明的实施例以及其 优点和特点。元件符号列表10 转子桨叶12 翼面14 平台16 燕尾榫头17 凹入压力侧18 侧壁19 凸出吸力侧20 前边缘21 翼面表面22 尾边缘24 冷却回路26 燃烧气体28 冷却流体30 膜冷却孔31 入口32 边缘冷却孔33 出口34 第一孔36 第二孔38 内侧表面40 外侧表面42 第一入口44 第一出口46 第二入口48 第二出口50 中空叶片翼面52 外燃烧衬套54 涡轮护罩56 涡轮翼面表面
5
100膜冷却插入件
102烧结粉末压块
110主体
112近端
114远端
116通路
117锥形引入部
118壳体
119外表面
120壁
121内表面
122通孔通路
124通路途径
126肋片
128横向突起
具体实施例方式膜冷却孔广泛地用于现代燃气涡轮中以冷却在涡轮操作期间向热燃烧气体暴露 的涡轮翼面。膜冷却孔以若干方式提供翼面冷却。首先，它们提供翼面表面的膜冷却。膜 冷却是通过在流体的受影响区域上维持薄流体层进行的主体或表面的冷却，流体具有比操 作环境更低的温度。流体膜使膜冷却表面与外部操作环境隔热，从而降低了从外部操作环 境到翼面内的对流传热。另外，冷却流体膜也从翼面表面移除热。其次，在冷却空气沿着孔 的长度通过膜冷却孔传递流动时，膜冷却还提供从膜冷却孔周围的翼面侧壁的对流传热和 膜冷却孔周围的翼面侧壁的冷却。第三，膜冷却孔通过向冷却空气提供排放路径来移除热， 在冷却空气通过翼面冷却回路而冷却翼面时，冷却空气被加热。参看图1至图15，公开了用于涡轮翼面的膜冷却插入件100的若干示范性实施例。 膜冷却插入件100是有利的，因为它们可用于提供以下优点中的一或多个优点越过膜冷 却孔(即，沿着其长度)的压降增加，与膜冷却孔相关联或可归因于膜冷却孔的传热系数的 增加，发生传热的孔的表面积增加，膜图案和与膜冷却孔相关联的膜冷却的改进，膜孔被灰 烬和翼面所暴露的热燃烧气体环境中存在的其它微粒成分堵塞倾向性的减小，或者在与插 入件相关联的冷却通道变堵塞情况下自修复的膜冷却方案的提供。膜冷却孔可被钻成略微 大于容纳插入件100的正常大小。插入件100形成流经膜冷却孔的空气的更曲折的路径， 从而提供上文所述的优点。插入件100还可在孔出口处包括防止孔从热气流摄取微粒的特 点。插入件还可在孔的出口处具有用于抵靠翼面表面引导膜或另外控制离开膜冷却孔的冷 却膜的形状的特点。插入件或用于附连插入件的材料可具有低于翼面侧壁的熔化温度的熔 化温度使得如果插入件内的膜冷却通路变堵塞，那么由于缺少通过通道的冷却造成的温度 升高将使得插入件或附连材料熔化，使得冷却剂的压力将使插入件从膜冷却孔弹出，从而 消除了阻塞且恢复通过膜冷却孔的膜冷却。这种自动净化特点将提供额外的膜冷却用于减 轻上文所述的局部加热。插入件可由熔化温度使得其在膜冷却孔中为固体但在离开膜冷却
6孔并向热燃烧气体暴露时为液体的材料制成。插入件还可用于维修部件，或者通过选择性 地合并如本文所述的膜冷却插入件来修改现有翼面设计的膜冷却特征(包括具有限定大 小、形状、方位、图案等的现有膜冷却孔)。在图1中示出以涡轮转子桨叶10的形式的燃气涡轮发动机的示范性构件，其具有 采用膜冷却的翼面。转子桨叶包括翼面12，翼面12在其根部一体地接合到平台14，而平台 14接合到支承的轴向引入式燕尾榫头16，用于将桨叶以常规方式安装到涡轮转子盘(未图 示)的周边。如在图2中额外地示出，翼面是中空的且由薄侧壁18界定，薄侧壁18限定翼面的 大体上凹入的压力侧17和翼面12的相对的大体上凸出的吸力侧19，它们在前边缘20与相 对的尾边缘22之间的轴向下游方向上弦式(chordally)延伸。翼面包括内部冷却回路24，其可具有任何常规构造且通常包括由径向分隔件分开 的径向延伸的通道，径向分隔件在一或多个专用回路中桥接翼面两侧，通常包括如常规已 知的多通蜿蜒回路。在操作期间，燃烧气体26在燃烧器(未图示)中生成且在翼面12的外表面上向 下游流动。加压冷却空气28从压缩机(未图示)放出且合适地引导穿过入口孔口以进给 内部冷却回路24，入口孔口在径向延伸穿过桨叶燕尾榫头16。用于图1所示的桨叶的内部冷却回路可根据需要被构造成冷却前边缘与尾边缘 之间的翼面的不同部分，且通常包括延伸穿过其压力侧和吸力侧的常规膜冷却孔30的各 个径向行用于从内部冷却回路24排放冷却空气28。翼面的薄尾边缘22也通常由以任何常 规构造的一行压力侧尾边缘冷却孔32冷却。在图1和图2所示的示范性实施例中，膜冷却孔30以常规已知的淋浴头和腮孔构 造布置成在翼面的前边缘区域周围的各个行。以此方式，具体构造的膜冷却孔提供在其压 力侧和吸力侧上前边缘的不同部分的局部冷却，以调节自燃烧气体的不同热负荷，燃烧气 体以不同的压力和速度分布在翼面的压力侧和吸力侧上流动。示范性膜冷却孔30通常为大体上圆柱形或管状孔，其相对于前边缘周围的翼面 的变化的轮廓以各种倾斜角倾斜穿过翼面侧壁来实现其膜冷却。用语“大体上圆柱形”包 括各种扁平的圆柱形形状，以及具有椭圆形或半椭圆形截面的各种管道。一般而言，孔30 被定向成在与燃烧气体在翼面表面上流动的方向相同的方向上向后朝向尾边缘排放冷却 剂(诸如冷却空气)；但便于在前边缘方向上提供逆流排放的方位也是已知的且在本公开 内容的范围内。图1和图2还示出膜冷却孔，膜冷却孔在沿着翼面压力侧的示范性位置具有示范 性孔图案的交替形式，但这些孔可以任何合适图案或位置位于翼面侧壁中，或者具有需要 膜冷却的翼面表面的其它涡轮发动机构件中。更具体而言，翼面的侧壁18或只是侧壁相对 较薄且界定内部冷却回路24。侧壁18还可包括在横向交替的多种形式的膜冷却孔34、36 的共同的一或多行，这些膜冷却孔34、36向外延伸穿过侧壁与内部冷却回路24流动连通用 于接收加压冷却空气28来首先用于在内侧冷却翼面。一般而言，孔34、36也被定向成在与 燃烧气体在翼面表面上流动的方向相同的方向上向后朝向尾边缘排放冷却剂(诸如冷却 空气)；但便于在前边缘的方向上提供逆流排放的方位也是可能的且在本公开内容的范围 内。
膜冷却第一孔34以大体上垂直于燃烧气体下游方向的行沿着翼面径向跨距共线 排列。而且，膜冷却第二孔36也在与第一孔34共同的行中沿着翼面跨距共线排列且在横 向与其相应的孔交替。图3更详细地示出延伸穿过翼面的多种形式孔34、36的共同行或径向列。多种形 式的孔34、36具体地被构造成彼此不同用于在沿着翼面跨距延伸的单个或共同纵向行中 补充其冷却性能。第一孔34大体上为管状的或圆柱形的且直直地延伸穿过侧壁18。第二 孔36具有与第一孔不同的形式且在一实施例中为发散扩散膜冷却孔的形式，其可具有任 何常规构造。图4和图5示出了不同形式的第一孔34和第二孔36的截面图，第一孔34和第二 孔36延伸穿过其内表面或内侧表面38与其外表面或外侧表面40之间的共同侧壁18。图 4所示的管状第一孔34在一实施例中以大约30° (例如)的浅倾斜角A倾斜穿过侧壁18。 扩散的第二孔36的形式不同于圆柱形第一孔34，且也以相对应的倾斜角B倾斜穿过侧壁 18。图4所示的第一孔34中的每一个包括在侧壁的内侧表面38中以孔口形式的相对 应的第一入口 42和在翼面的外侧表面40中以孔口形式的纵向相对的第一出口 44。图5所示的第二孔36中的每一个包括在内侧表面38中以孔口形式的相对应的第 二入口 46和在外侧表面40中以孔口形式的较大第二出口 48。图3至图5所示的第一孔34和第二孔35可各具有任何常规构造，且还可在其混 合的行中提供增强的性能。举例而言，圆柱形第一孔34倾斜穿过侧壁18且由于其倾斜角 在相对的内侧表面和外侧表面上形成卵形或椭圆形第一入口 42和出口 44。第二孔36可具有圆柱形第二入口 46，圆柱形第二入口 46在前部延伸穿过侧壁，且 孔36在后部穿过侧壁发散成在外侧表面上的大体上梯形的第二出口 48。两组孔34、36的圆柱形部分可具有基本上相同的直径或流动面积，且若需要，第 一入口 42和第二入口 46和第一出口 44具有基本上相同的形式和流动面积。或者，它们可 以任何组合在这些方面不同。如图4和图5所示，第一孔34和第二孔36可以相对应的纵向倾斜角A、B类似地 倾斜穿过侧壁18，纵向倾斜角A、B可(例如)彼此相等且大约为30度。或者，它们可以任 何组合在这些方面不同。在图4和图5所示的实施例中，第二孔36从其圆柱形入口向后在 外侧表面40中在相对应的第二出口 48处或其附近以更浅的倾斜角C在纵向发散。孔出口的倾斜角C可为大约15度，例如，其允许诸如冷却空气这样的冷却流体28 在向后方向上扩散，且通过自其下游的暴露的外侧表面40而平稳融合。如图3所示，示范 性梯形出口 48是对称的且具有发散侧，每个发散侧具有(例如)大约7. 5度的合适的小扩 散角，其以常规方式与浅倾斜角C合作。在图4和图5所示的两种形式的膜冷却孔34、36中，其管状入口部分计量自翼面 的内部冷却回路的加压冷却空气28的排放。第二孔36的发散扩散出口 48降低了从那里 的排放速度且如图3示意性地示出的那样，在跨距方向上在横向传播膜冷却空气。以此方式，冷却空气的相对高速射流可在与燃烧气体的相同流动方向上从圆柱形 第一孔34排放且在自相邻第二孔36排放的相对应的相对较低速度的膜冷却空气的射流之 间。
两种膜冷却孔的不同形式，其不同性能，以及自其排放的冷却空气射流的不同分 布可用于补充它们之间的性能以影响从其共同横向行在下游排放的冷却空气的集合膜。如上文所示，膜冷却孔排放具有膜冷却效应的冷却空气射流，其从那里向下游延 伸且在径向跨距方向具有较窄的横向分布。两种形式的膜冷却孔可被组合成具有其相对应 的集合密度和其相对应出口的相对应的覆盖面积和占据面积，用于提高冷却空气的集合膜 的下游或后部效能以及自沿着其共同行的纵向幅度的孔之间的膜冷却空气的横向效能。而且，不同形式的第一出口 44和第二出口 48允许两种孔之间的互补覆盖，且两种 孔可常规地制成，对于圆柱形孔34，使用较为便宜的激光钻孔，且对于成形扩散孔36，使用 较为昂贵的放电加工(EDM)机械加工。因此，作为只使用整行扩散孔36和其伴随的高成本 的替代，扩散孔可与较为便宜的激光钻孔34交替用于降低翼面成本，以及提高从共同行的 多种形式孔排放的加压冷却空气的性能。如上文所示，个别膜冷却孔34和36可具有其任何合适的常规构造，前者无扩散且 后者有扩散，且在横向在共同行中并排排列用于补充其构造和性能。举例而言，图3示出第 一出口 44沿着侧壁的径向或纵向跨距与第二出口 48共线地对准，且两个不同出口的上游 端大体上彼此对准。由于两个出口具有不同的形式，其下游端可或可不类似地对准。图1至图5的实施例只是说明涡轮桨叶翼面中膜冷却的一个实施例。已存在许多 其它涡轮桨叶翼面构造，其结合有具有很多种膜冷却孔图案、大小、形状和方位的膜冷却， 且具有膜冷却的许多新的涡轮桨叶翼面构造是可能的，具有相对应的很多种可能的膜冷却 孔图案、大小、形状和方位。由于桨叶翼面与叶片翼面的基本形状的相似性，图1至图5还示意性地示出了包 括多种形式孔34、36的膜冷却孔也可用于涡轮定子喷嘴的中空叶片翼面50中，其中其相对 的压力侧和吸力侧在弦式相对的前边缘与尾边缘之间和在径向外带与内带(未图示)之间 延伸。喷嘴叶片，特别是第一级喷嘴叶片也通常为部分中空的且具备内部冷却回路，内部冷 却回路通过穿过其侧壁(压力或吸力)的膜冷却孔的各个行或其它构造或图案排放用过的 冷却空气。膜冷却孔可在其外表面周围的任何合适位置便利地弓I入于喷嘴叶片中，类似于 转子桨叶10的膜冷却孔。同样，图1还示意性地示出包括多种形式孔34、36的膜冷却孔也 可根据需要用于在需要膜冷却的衬套翼面表面的任何区域中对典型环形内燃烧衬套或外 燃烧衬套52的翼面表面提供穿过侧壁的膜冷却。而且如上文所示且在图1中示意性地示 出的那样，涡轮护罩54包围涡轮桨叶的径向外顶端且通常还包括对护罩翼面表面的穿过 侧壁的膜冷却。因此，多种形式的孔34、36也可根据需要代替膜冷却孔的常规图案引入于 涡轮护罩54中。因此，认为本文所描述的膜冷却改进适用于这些和任何其它燃气涡轮翼面 表面56，包括燃烧器、喷嘴和盘，其向热燃烧气体暴露从而需要膜冷却，包括(但不限于)对 压缩机内的翼面表面和与涡轮相关联的其它翼面表面的应用。参看图1至图5，且特别地参看图2，涡轮翼面12包括在前边缘和在吸力侧壁和压 力侧壁中的多个典型圆柱形膜冷却孔30以及多个尾边缘冷却孔32和多个多种形式的冷却 孔34、36，如本文所述的那样。这些膜冷却孔具有设置于膜冷却孔中的相对应的多个膜冷却 孔插入件100。插入件100包括主体110，主体110被构造成设置于膜冷却孔中。插入件主 体110具有近端112和相对的远端114，近端112被构造成靠近翼面表面21设置。插入件 100可位于其所设置的膜冷却孔内的任何位置。将插入件100描述为其近端112靠近翼面表面21和出口 33，这只是表示这个端部位于最靠近翼面表面21处。同样，将插入件100描 述为其远端114靠近翼面12内的冷却回路或入口 31，这只是表示这个端部位于最靠近冷却 回路24和入口 31处。使用“靠近”不应被解释为需要插入件100的近端112位于翼面表 面21或出口 33处或紧邻翼面表面21或出口 33，或者远端114位于冷却回路24或入口 31 处或紧邻冷却回路24或入口。相反，插入件100可被放置成远端114位于膜冷却孔内的任 何位置(图4)，包括在一或多个插入件100的远端114位于膜冷却孔的入口 31处或邻近膜 冷却孔的入口 31(图5)的位置。同样，插入件100可被放置成近端112在膜冷却孔内的任 何位置，包括一或多个插入件100的近端112被放置成近端112在膜冷却孔的出口 33处邻 近膜冷却孔的出口 33(图3至图5)的位置。而且，一或多个插入件100可延伸和位于入口 31和出口 33处或者邻近入口 31和出口 33，如图5所示。另外，一或多个插入件100可突 出超过入口 31或出口 33使得它们中的某些或全部分别向内突出到翼面12的内部冷却回 路24内或向翼面表面21外部。插入件100还包括一或多个通路116，通路116被构造成接收冷却流体28 (诸如冷 却空气)，其代替原本由于膜冷却孔存在而存在的通路。由于这种通道的变更形成通路(或 多个通路)116，可实现如上文关于使用插入件100来更改膜冷却孔内的特征性空气流动和 冷却特征所述的优点。通路(或多个通路)116以连续方式在插入件100的近端112与远 端114之间延伸使得其向冷却流体28提供流体耦合和流体流动通路以从膜冷却孔的入口 31流到出口 33。可使用主体110来分开膜冷却孔的体积并限定一或多个通路116，或者替代地，主 体110本身可包括可插入到膜冷却孔内的一或多个通路116。如所指出的那样，通路116可包括穿过主体110的单个通路或多个通路116。在图 1至图5的示范性实施例中，示出了单个通路116和多个通路116。参看图2至图5，插入 件100中的某些包括烧结粉末压块102的主体110，其具有多孔结构，该多孔结构包括互连 粒子的网络和互连的粒子间的间隙空间(interconnected，inter-particle, interstitial space)的相对应的互补网络，类似于各种类型的烧结粉末压块过滤介质，如在图2至图5中 通过点画示意性地示出的那样。互连的间隙空间提供多个通路116，因为它们提供穿过主 体的多个流体流动路径和用于冷却流体的曲折的路径，从而促进增强到它的传热。烧结粉 末压块可为任何合适的烧结粉末压块。特别地，烧结粉末压块可包括烧结金属粉末压块，其 中金属压块具有在烧结金属粒子或团聚的粒子团之间互连的间隙空间的连续网络。对于烧 结的金属压块，可使用任何合适的一或多种金属粉末。合适的金属包括以任何组合的Cu、 Al、Ag或Ni或各种Cu基合金、A1基合金、Ag基合金或Ni基合金等。这种网络提供从近端 112到远端114穿过插入件100的多个通路116。可使用这种通路116的网络来通过插入 件100传导冷却空气。由于这种结构超过其所设置的膜冷却孔表面积的增加的表面积，传 热系数也将大于相同直径的膜冷却孔的传热系数。除了增强的传热系数之外，插入件100 也增加了越过膜冷却孔的从入口 31到出口 33的压降。包括烧结粉末压块的插入件100还 提供更多的表面积用于传热，其也有助于与膜冷却孔相关联的增加的传热系数。也可选择 烧结粉末压块具有低于诸如翼面12的翼面熔点的熔点。因此，如果发生了某些通路或所有 通路的堵塞，导致翼面12内在靠近阻塞的膜冷却孔的位置的局部过热条件，烧结粉末压块 将至少部分地熔化，从而允许插入件由冷却回路内的空气压力而弹出并清洁其所设置的膜
10冷却孔，从而恢复该位置的翼面12中膜冷却孔内的冷却。烧结粉末压块插入件可形成于翼 面12内的适当位置，诸如通过向膜冷却孔内插入绿色的粉末预成型件(未图示)和将翼面 12加热以烧结预成型件，产生烧结粉末压块插入件100。在此情况下，预成型件的粉末将具 有与翼面12兼容的烧结温度，使得该烧结并不使翼面12性质降级。或者，烧结粉末压块可 单独地烧结，且然后插入到膜冷却孔内所希望的深度和方位，之后附连到膜冷却孔的壁120 上，诸如通过钎焊或本文所述的其它附连方法。参看图3至图5，主体110可插入到任何形状的孔内，包括圆柱形孔或具有各种非 圆柱形状的多种形式的孔34、36，或在孔的入口 31或出口 33处包括各种锥形或其它特点。 在图4中，在正交于膜冷却孔的纵向轴线所截取的截面图中，示出烧结粉末压块在膜冷却 孔内。如在其中可看出的那样，烧结粉末压块可被构造成完全填充膜冷却孔，使得穿过插入 件100和主体110的仅有的通路穿过多个通路116，通路116包括在烧结的粉末粒子之间 的互联的间隙空间。在此布置中，膜冷却孔可具有直径(DD (图6)。在现有翼面设计情况 下，这个直径可为膜冷却孔的现有设计直径或者在结合有本文所公开的插入件的新翼面设 计的情况下，该直径可被设计成具有使用烧结粉末和插入件100的特定空气流动特征。因 此，可鉴于空气流动，且特别是压降、传热和与粉末金属压块插入件100相关联的其它特征 来选择直径①》。这个原理也可用于本文所公开的所有类型的插入件100。参看图7，对于 特定希望的直径(DD，在也包括壳体118的实施例中也可调整膜冷却孔直径，膜冷却孔可被 制成直径(D2)略微过大以容纳壳体118的外径，而壳体118的内径的大小可适于实现通路 116的所希望的直径(DD。壳体118可由任何合适材料制成，包括各种纯金属和金属合金。 合适的纯金属和金属合金包括Cu和Cu基合金、A1和A1基合金、M和M基合金、Ag和kg 基合金等，以及其组合。除了上文所述的多个通路116之外，烧结粉末压块也可包括额外的 通路116，包括除了上文所述形成于烧结粉末压块内的多个通路之外的通孔或其它贯通通 路。在通孔通路122的情况下，通路直径的大小可适于实现冷却空气通过其所用于的膜冷 却孔的流动的设计目的，诸如实现越过膜冷却孔的特定压降，或者在插入件100的出口 33 处的特定膜冷却图案，或者与膜冷却孔相关的类似设计目的，诸如传热系数(包括插入件 100的贡献)或通过膜冷却孔所产生的膜冷却图案等。壳体118具有外表面119和内表面 121。在所示实施例中，烧结粉末压块102设置于内表面121内且附连到内表面121上。外 表面119设置于膜冷却孔的壁120内并附连到膜冷却孔的壁120上。作为烧结粉末压块的替代，插入件100也可包括金属泡沫，其中金属泡沫也被构 造成具有多孔结构，多孔结构包括在基体金属之间的互连的间隙孔隙或空间的开孔泡沫网 络，基体金属从主体110的近端112延伸到远端114，其中互连间隙孔隙和开孔泡沫网络形 成多个通路116，膜冷却流体可通过通路116流动。包括金属泡沫的插入件100可由任何合 适方法设置于膜冷却孔中，包括在单独金属泡沫中形成插入件100，形成操作，之后插入到 膜冷却孔内且通过本文所述的钎焊或其它附连方法附连。而且，包括金属泡沫的主体110 也可设置于合适壳体118内，诸如管状壳体，如图7所示。包括设置于壳体118内的金属泡 沫的主体110可设置于膜冷却孔(30，32，34或36)内且通过钎焊或本文所述的附连方法中 的另一方法附连到其壁120上。参看图1和图8至图15，除了使用如上文所述的烧结粉末压块或金属泡沫之外，插 入件100可由任何材料制成，该材料适于在本文所述使用插入件100的区域中的涡轮翼面12的应用温度使用。这些材料包括各种纯金属和金属合金，如本文所述。结合图8至图15 的示意图，这些被示意为金属的截面，但如上文所示，任何合适材料可用于插入件100。参看图8，用于尾边缘膜冷却孔32的插入件100可具有通路116，通路116包括曲 折路径通路116，诸如所图示的阶梯或Z字形图案。这种图案使得流经通路116的冷却流 体28的一部分在通路116中的弯折或拐角处被迫到侧壁内，从而产生沿着通路116的长度 的局部湍流且促进与冷却流体28通过具有这种构造的通路116的传递相关联的传热。而 且，与所描述的曲折的路径相关联的表面积大于直直地延伸穿过插入件100的相同直径的 通路116中侧壁的表面积。图8的通路116具有通路途径(passageway access) 124，其具 有如图8所示的阶梯构造。或者，可利用具有弯曲轮廓而非图8所示的尖锐阶梯的通路116 来实现类似益处。举例而言，在图8的尖锐阶梯处具有与之相关联的曲率半径。参看图9，插入件100还可包括纵向延伸的肋片126。肋片126可沿着膜冷却孔的 整个长度延伸，或者仅部分地沿着其长度延伸，如本文所述的那样。肋片126可由任何合 适材料制成，包括各种纯金属和金属合金，如本文所述。肋片126将膜冷却孔分成两个通 路116。肋片126可具有如图所示的平坦板状构造，或者其中可替代地具有一系列的扭曲， 诸如螺旋扭曲，以在冷却流体28在通路116内流动时促进冷却流体28重定向。另外，肋片 126可包括延伸到通路116内的一或多个横向突起128，且其充当湍流器。横向突起128可 具有任何合适的形状且可以任何合适数目提供。在示范性实施例中，它们可通过以下步骤 形成沿着其长度刺穿肋片，之后使刺穿部分在肋片的纵向轴线的横向向外弯曲，且类似于 关于图13内所图示的横向突起示出的那样。其中横向突起通过刺穿形成，刺穿和弯曲操作 也形成在通路116之间穿过肋片的开口，在冷却流体通过通路116时，进一步促进冷却流体 的湍流和混合。或者，横向突起可形成为简单地从连续金属肋片(未图示)延伸，且可(例 如)由铸造、拉伸或类似金属成形过程而制成。参看图10，插入件100可包括主体110，主体110包括多个肋片126。这些肋片126 可用于在膜冷却孔内限定多个通路116。肋片可以上文关于单个肋片所述的方式设置于膜 冷却孔中，且可由与上文关于单个肋片126所述的相同材料制成，或者如本文另外描述的 方法制成。同样，肋片126也可包括一或多个横向突起128，其充当湍流器，促进通路116 内的冷却流体的湍流流动，且以本文所述的方式提高与其所在的膜冷却孔相关联的传热系 数。横向突出部128可以与本文关于图9所示的单个肋片相同的方式形成。参看图11和图12，插入件100可包括穿过主体110形成的多个通孔，其中这些通 孔从其近端112延伸到远端114且形成多个通路116。在插入件100的这个示范性实施例 中，通孔的数目和其直径、形状、长度和其它特征可被选择成在其所设置的膜冷却孔中实现 与主体110相关联的传热系数所希望的增加，以及增加可在其上发生这种传热的表面积。 参看图12，形成通路116 (或多个通路)的通孔可具有纵向延伸槽(或多个槽)的形状。此 外，取决于所希望的通孔的形状，可希望从主体110的结构完整性的观点来合并壳体118， 如图12所示。参看图13，插入件100和主体110可包括如本文所述的壳体118。壳体118可包 括金属或金属合金，如本文所述的那样。在图13的实施例中，通路116由壳体118的内径 形成。一或多个横向突起128可通过刺穿壳体118和将刺穿部分向内弯曲到通路116内而 形成。横向突起128充当湍流器，其促进流经通路116的冷却流体中的湍流。横向突起128可在壳体118的圆周的周围且沿着壳体118的长度以任何图案和位置分布形成。可选择横 向突起的数目和图案以提供关于膜冷却孔所希望的传热系数，压降和其它设计目的，如本 文所述的那样。横向突起128也可形成为从壳体118向外延伸(未图示)，且通路116也可 沿着壳体118的外径和外表面119形成。举例而言，在横向突起128从壳体118向外延伸 的实施例中，突起可被设计成用于在膜冷却孔内附连插入件100和主体110。横向突起128 可附连到膜冷却孔的侧壁120上。另外，横向突起128可形成为从壳体118的外表面119和 内表面121突出，使得通路116沿着壳体118 (未图示)的外表面119和内表面121形成。参看图14和图15，插入件100和主体110可具有任何合适形状或大小，且可被选 择成需要非常规的膜冷却孔构造。举例而言，插入件100的矩形轮廓将需要相对应的矩形 膜冷却孔，其可被称作膜冷却槽。这种布置可(例如)沿着翼面12的尾边缘利用。主体 110可由本文所述的材料中的任何材料制成，包括各种纯金属和金属合金，如本文所述的那 样。另外，主体110可以本文关于主体110的其它实施例所述的方式设置于膜冷却孔或槽 内。主体110包括多个通路116，其具有从近端112到远端114的曲折的路径，但在其它方 面类似于图8的示范性实施例。同样，通路116可具有如关于图8的实施例所述的阶梯或 弯曲轮廓。通路116也可包括锥形引入部(lead-in) 117以促进冷却流体28到通路116内 的流动。锥形引入部可用于本文所示的插入件100的示范性实施例中的任一实施例，包括 图8的实施例。引入部可为锥形或具有适合于促进冷却流体28到通路116内流动的任何 其它形状。虽然本文所描述的插入件100的实施例中的某些实施例被描述为能形成于膜冷 却孔内的适当位置，但本文所述的实施例中的任何实施例可被制造成离散构件且插入和通 过合适的附连机构附连到膜冷却孔上，包括各种钎焊、各种形式的冶金结合、粘合剂、胶结 剂等。如本文所示，插入件100可被选择成使得其具有低于翼面周围侧壁熔化温度以及小 于附连机构(诸如钎焊、各种形式的冶金结合或粘合剂)的熔化温度或工作温度的熔化温 度。在这种构造中，在膜冷却孔被阻塞的情况下，插入件100是最低熔点的构件使得其可由 冷却流体28的压力清除且从膜冷却孔弹出，以确保恢复膜冷却且将避免翼面内过高温度 的条件。或者，插入件100可被选择具有高于附连机构(包括上文所述的那些)的熔化温 度的熔化温度。在这种构造中，在插入件100或膜冷却孔变得堵塞的情况下，诸如钎焊合金 的附连机构将首先熔化。在这种构造中，一旦钎焊合金熔化，插入件100将由于冷却流体28 的压力而弹出，从而恢复相关膜冷却孔内的膜冷却。同样，在粘合剂、胶结剂或其它附连机 构的情况下，可选择附连机构以上文所述的方式释放插入件100。虽然仅结合有限的几个实施例对本发明展开了描述，应易于了解本发明并不限于 这些公开的实施例。而是，本发明可被修改成合并之前未描述的任意数目的变型、更改、替 代或等效布置，但其仍符合本发明的精神和范围。此外，虽然描述了本发明的各种实施例， 应了解本发明的方面可包括所描述实施例中的某些实施例。因此，不应认为本发明受到前 文描述的限制，而是仅受所附权利要求的限制。
1权利要求
一种涡轮翼面(12)，包括具有膜冷却孔的翼面侧壁(18)，所述膜冷却孔在翼面冷却回路(24)与翼面表面(21)之间延伸；以及设置于所述膜冷却孔中的具有主体(110)的插入件，所述主体(110)具有近端(112)和远端(114)，所述近端(112)被配置成靠近所述翼面表面(21)设置，所述主体(110)还被配置成限定通路(116)，所述通路(116)在设置于所述膜冷却孔中时在所述远端(114)与近端(112)之间延伸。
2.根据权利要求1所述的涡轮翼面(12)，其特征在于，所述翼面包括具有压力侧壁 (17)和相对的吸力侧壁(19)的涡轮桨叶(10)或叶片，所述压力侧壁(17)和相对的吸力侧 壁(19)在弦式相对的前边缘(20)和尾边缘(22)处接合在一起且以从第一端到第二端的 跨距在纵向延伸，所述冷却回路(24)设置于所述压力侧壁(17)或吸力侧壁(19)内，且所 述膜冷却孔延伸穿过压力侧壁(17)、吸力侧壁(19)、尾边缘(22)或前边缘(20)之一。
3 根据权利要求1所述的涡轮翼面(12)，其特征在于，所述插入件包括多个通路。
4.根据权利要求3所述的涡轮翼面(12)，其特征在于，所述插入件包括具有多孔结构 的烧结粉末压块(102)，所述多孔结构包括互连粒子的网络和相对应的互连间隙空间的网 络，所述互连间隙空间包括所述多个通路(116)。
5.根据权利要求1所述的涡轮翼面(12)，其特征在于，所述通路(116)具有中心轴线， 且所述轴线是非线性的。
6.根据权利要求3所述的涡轮翼面(12)，其特征在于，所述插入件包括纵向延伸的肋 片(126)，且所述通路(116)由所述肋片(126)限定。
7.根据权利要求1所述的涡轮翼面(12)，其特征在于，所述主体(110)包括具有内表 面(121)和外表面(119)的大体上管状的结构。
8.一种用于涡轮翼面(12)的膜冷却孔的插入件，所述插入件包括主体(110)，所述主 体(110)被配置成设置于所述膜冷却孔中，所述主体(110)具有近端(112)和远端(114)， 所述近端(112)被配置成靠近翼面表面(21)设置，所述主体(110)还被配置成限定通路 (116)，所述通路(116)在设置于所述膜冷却孔中时在所述远端(114)与近端(112)之间延 伸。
9.根据权利要求8所述的插入件，其特征在于，所述主体(110)包括多个通路(116)。
10.根据权利要求9所述的插入件，其特征在于，所述主体(110)包括具有多孔结构的 烧结粉末压块(102)，所述多孔结构包括互连粒子的网络和相对应的互连间隙空间的网络， 所述互连间隙空间包括所述多个通路(116)。
全文摘要
本申请涉及膜冷却增强装置和结合有膜冷却增强装置的涡轮翼面。其中，公开了一种涡轮翼面(12)。该翼面(12)包括涡轮护罩(54)、衬套(52)、叶片或桨叶(50)之一，包括具有膜冷却孔的翼面侧壁(18)，该膜冷却孔在翼面冷却回路(24)与翼面表面(21)之间延伸。该翼面(12)还包括设置于膜冷却通道中的具有主体(110)的插入件。主体(110)具有近端(112)和远端(114)，该近端(112)被配置成靠近该翼面表面(21)设置。该主体(110)还被配置成限定通路(116)，在设置于该膜冷却孔中时该通路(116)在该远端(114)与近端(112)之间延伸。
文档编号F01D5/18GK101852099SQ20101015732
公开日2010年10月6日 申请日期2010年3月17日 优先权日2009年3月18日
发明者S·D·德雷珀 申请人:通用电气公司