本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及具有内部冷却通道的涡轮翼型件，内部冷却通道用于引导冷却剂通过翼型件。
背景技术
在涡轮机比如燃气涡轮发动机中，空气在压缩机部段中被加压并且然后在燃烧室部段中与燃料混合并燃烧以产生热燃烧气体。热燃烧气体在发动机的涡轮部段内膨胀，在涡轮部段中，能量被提取以为压缩机部段提供动力并且产生有用功，比如使发电机转动以产生电力。热燃烧气体行进通过涡轮部段内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排固定翼型件，即静叶片(vane)，所述一排固定翼型件后面跟着一排旋转翼型件，即涡轮动叶片(blade)，其中，涡轮动叶片从热燃烧气体中提取能量以用于提供输出动力。由于翼型件，即静叶片和涡轮动叶片直接地暴露于热燃烧气体，因此翼型件，即静叶片和涡轮动叶片通常设置有内部冷却通道，内部冷却通道引导冷却流体比如压缩机引气通过翼型件。
一种类型的涡轮翼型件包括径向延伸的外壁，该外壁由相对的压力侧壁和吸力侧壁构成，压力侧壁和吸力侧壁从翼型件的前缘延伸至后缘。冷却通道在翼型件内在压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且冷却通道引导冷却流体沿交替的径向方向通过翼型件。冷却通道从压力侧壁和吸力侧壁移除热并且因此避免了这些零部件过热。
在涡轮翼型件中，基于热传递率实现高冷却效率是重要的设计考虑因素，以使从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气的体积减至最小。
技术实现要素：
简言之，本发明的各方面提供了一种具有内部冷却通道的涡轮翼型件，所述内部冷却通道具有分流器特征以增强压力侧壁和吸力侧壁处的热传递。
根据本发明的第一方面，提供了一种涡轮翼型件。该涡轮翼型件包括外壁，该外壁限定出翼型件内部。沿着涡轮发动机的径向方向沿翼展方向延伸的外壁由压力侧壁和吸力侧壁形成，压力侧壁和吸力侧壁在前缘处和后缘处被接合。涡轮翼型件包括位于翼型件内部中的至少一个内部冷却通道。内部冷却通道沿径向方向延伸，并且内部冷却通道与压力侧壁和吸力侧壁在相对两侧上邻接使得压力侧壁的内表面和吸力侧壁的内表面限定与流动通过内部冷却通道的冷却剂有关的热传递表面。分流器特征定位在压力侧壁与吸力侧壁之间的内部冷却通道中的冷却剂的流动路径中。分流器特征在分流器特征的下游有效地形成流分离区域，其中，冷却剂的流速沿着压力侧壁的内表面和吸力侧壁的内表面局部地增大，以增强冷却剂与外壁之间的热传递。
根据本发明的第二方面，提供了一种涡轮翼型件。该涡轮翼型件包括外壁，该外壁限定出翼型件内部。沿着涡轮发动机的径向方向沿翼展方向延伸的外壁由压力侧壁和吸力侧壁形成，压力侧壁和吸力侧壁在前缘处和后缘处被接合。在翼型件内部中定位有至少一个间隔壁，所述间隔壁沿着径向范围将压力侧壁与吸力侧壁连接以便在翼型件内部中限定多个径向腔。在径向腔中的至少一个径向腔中定位有长形的阻流体以便占据该径向腔中的非活动体积。沿径向方向延伸的阻流体与压力侧壁、吸力侧壁和间隔壁间隔开，其中，在阻流体与压力侧壁之间限定有第一近壁冷却通道，在阻流体与吸力侧壁之间限定有第二近壁冷却通道，并且在阻流体与间隔壁之间限定有连接通道。连接通道沿着径向范围连接至第一近壁冷却通道和第二近壁冷却通道以限定径向延伸的内部冷却通道。在内部冷却通道的入口处定位有分流器特征。分流器特征的形状设定为在连接通道中在分流器特征的下游形成有流分离区域，其中，与连接通道相比，冷却剂的流速在第一近壁冷却通道和第二近壁冷却通道中局部地增大，以增强冷却剂与外壁之间的热传递。
附图说明
本发明借助于附图被更详细地示出。附图示出了优选构型但不限制本发明的范围。
图1是以本发明的实施方式为特征的涡轮翼型件的立体图；
图2是沿着图1的截面ii-ii截取的穿过涡轮翼型件的径向横截面图；
图3是沿着图2中的截面iii-iii截取的翼展方向(span-wise)横截面图；
图4、图5和图6分别是沿着图3中的截面iv-iv、v-v和vi-vi截取的示意性横截面图；
图7图示了在冷却剂通道中在三角形分流器特征周围的流线；以及
图8是结合有根据本发明的一个实施方式的分流器特征且图示了通过翼型件的示例性蛇形流动方案的流程图。
具体实施方式
在优选实施方式的以下详细描述中，参照构成本发明的一部分的附图，并且在附图中，通过说明的方式而非限制的方式示出了可以实施本发明的特定实施方式。应当理解的是，可以利用其他实施方式，并且可以在不脱离本发明的精神和范围的情况下做出改变。
本发明的各方面涉及内部冷却的涡轮翼型件。在燃气涡轮发动机中，供给至涡轮翼型件中的内部冷却通道的冷却剂通常包括从压缩机部段转移的空气。基于热传递率实现高冷却效率是重要的设计考虑因素，以便使被从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气的体积减至最小。许多涡轮动叶片和静叶片包含双壁式结构，该双壁式结构包括在前缘处和后缘处被接合的压力侧壁和吸力侧壁。内部冷却通道通过采用将压力侧壁和吸力侧壁以直接线性方式连接的内部间隔壁或肋而形成。已经注意到的是，尽管上述设计提供了低的热应力水平，但是该设计可能在热效率方面存在限制，这是因冷却剂流的简单向前或向后流动的蛇形冷却通道以及相对较大的流动横截面区域而引起的增大的冷却剂流量所造成的。在如上面所描述的典型的双壁式涡轮翼型件中，径向冷却剂流中的一大部分径向冷却剂流保持朝向压力侧壁与吸力侧壁之间的流动横截面的中央并且因此该部分径向冷却剂流对于对流冷却而言是未充分使用的。
燃气涡轮发动机的热效率可以通过降低涡轮冷却剂流率(flowrate)而增大。然而，由于可用的冷却剂空气减少，因此对翼型件进行冷却可能变得非常困难。例如，除了能够将更少的热从翼型件带出之外，温度更低的冷却剂流还使得更难以产生足够高的速度和热传递率以满足冷却要求。为了解决这一问题，已经研发了实现近壁冷却的技术，比如在由本申请人所提交的国际申请no.pct/us2015/047332中所公开的技术，并且该申请的全部内容通过参引并入本文中。简言之，这种近壁冷却技术使用流移位元件来减小冷却剂的流动横截面区域，从而增大对流热传递，同时还由于流动横截面的变窄而增大了目标壁速度。此外，这促成了冷却剂的有效利用，这是因为冷却剂流被从流动横截面的中央朝向需要最多冷却的热壁、即压力侧壁和吸力侧壁而移位。本发明的各实施方式提供了对于上述近壁冷却技术的进一步改进。
现在参照图1，图示了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如所图示的，翼型件10是用于燃气涡轮发动机的涡轮动叶片。然而，应当注意的是，本发明的各方面还可以结合到燃气涡轮发动机中的固定静叶片中。翼型件10可以包括外壁14，该外壁14适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用。外壁14沿着涡轮发动机的径向方向r沿翼站方向延伸并且外壁14包括大致凹形的压力侧壁16和大致凸形的吸力侧壁18。压力侧壁16和吸力侧壁18在前缘20处和后缘22处被接合。外壁14可以在平台58处联接至根部56。根部56可以将涡轮翼型件10联接至涡轮发动机的盘(未示出)。外壁14在径向方向上由径向外端面或翼型件梢部52和联接至平台58的径向内端面54定界。在其他实施方式中，翼型件10可以是具有径向内端面和径向外端面的固定涡轮静叶片，其中，径向内端面联接至涡轮发动机的涡轮部段的内径，并且径向外端面联接至涡轮发动机的涡轮部段的外径。
参照图1和图2，外壁14限定包括内部冷却通道的翼型件内部11，该内部冷却通道可以经由通过根部56的一个或更多个冷却剂供给通道(未示出)接收来自压缩机部段(未示出)的冷却剂比如空气。在内部部分11中定位有间隔开的多个间隔壁24。间隔壁24沿着径向范围延伸，从而将压力侧壁16和吸力侧壁18连接以限定内部径向腔40。径向腔40中的至少一些径向腔用作被分别标识为a、b、c、d、e、f的内部冷却通道。内部冷却通道a至f中的每一者与压力侧壁16和吸力侧壁18在相对两侧上邻接，使得压力侧壁16的内表面16a和吸力侧壁18的内表面18a限定与流动通过相应的内部冷却通道a至f的冷却剂有关的热传递表面。冷却剂穿过内部冷却通道a至f，从而吸收翼型件部件的热、特别是吸收热的外壁14的热。内部冷却通道a至f将冷却剂引导至与前缘20相邻的前缘冷却剂腔lec和与后缘22相邻的后缘冷却剂腔tec。冷却剂从腔lec和腔tec经由分别沿着前缘20和后缘22定位的排放孔口27和排放孔口29离开翼型件10。排放孔口27沿着前缘20(参见图1)提供膜冷却。尽管膜冷却孔口在附图中未示出，但是膜冷却孔口可以设置在多个位置处，所述多个位置包括压力侧壁16、吸力侧壁18、前缘20以及翼型件梢部52上的任何位置。然而，本发明的各实施方式利用低冷却剂流量提供了增强的对流热传递，这使得能够将膜冷却仅限于前缘20，如在图1中示出的。
参照图2，在径向腔40中的至少一个径向腔中可以定位有呈阻流体26形式的流移位元件。在该示例中，示出了两个这种阻流体26，其各自在径向方向(与图2的平面垂直)上被拉长。每个阻流体26均占据相应的腔40内的非活动体积。也就是说，没有冷却剂流动通过被阻流体26占据的体积。由此，腔40中的冷却剂流的一大部分被朝向热的外壁14移位以实现近壁冷却。在这种情况下，每个阻流体26均具有空心结构，该空心结构具有位于其中的腔t，没有冷却剂流动通过该腔t。为此，腔t的一个径向端部或者两个径向端部可以被盖住或密封以防止冷却剂进入到腔t中。在替代实施方式中，阻流体26可以具有实心结构。阻流体26的空心结构可以提供相比于实心体结构的减小的热应力，并且此外，阻流体26的空心结构可以在旋转动叶片的情况下促成减小的离心载荷。如所示出的，设置有连接肋32和连接肋34，连接肋32和连接肋34沿着径向范围将阻流体26分别连接至压力侧壁16和吸力侧壁18。在优选实施方式中，阻流体26和连接肋32、34可以如在插入件的情况下利用不需要后制造组装的任何制造技术而与翼型件10一体地制造。在一个示例中，阻流体26可以例如通过陶瓷铸造芯而与翼型件10一体地铸造。其他制造技术可以例如包括增材制造工艺，比如3-d打印。这允许本发明的各方面被用于包括3-d轮廓的动叶片和静叶片的高轮廓翼型件。然而，尤其是包括例如组装(经由焊接、钎焊等组装)或塑性成形的其他制造技术也在本发明的范围内。
阻流体26的图示的横截面形状是示例性的。阻流体26的精确形状可以除其他因素之外取决于该阻流体所定位于的径向腔40的形状。在图示的实施方式中，每个阻流体26均包括相反的第一侧面82和第二侧面84。第一侧面82与压力侧壁16间隔开，使得在第一侧面82与压力侧壁16之间限定有径向延伸的第一近壁冷却通道72。第二侧面84与吸力侧壁18间隔开，使得在第二侧面84与吸力侧壁18之间限定有径向延伸的第二近壁冷却通道74。每个阻流体26均还包括在第一侧面82与第二侧面84之间延伸的相反的第三侧面86和第四侧面88。第三侧面86和第四侧面88分别在各自侧上与间隔壁24间隔开，以限定相应的侧面86、88与相应的间隔壁24之间的相应的连接通道76。每个连接通道76均在第一近壁冷却通道72与第二近壁冷却通道74之间横向地延伸，并且每个连接通道76均沿着径向范围连接至第一近壁冷却通道72和第二近壁冷却通道74以限定针对径向冷却剂流量的流动横截面。连接通道76的设置促成了翼型件10中的减小的热应力，并且连接通道76的设置可能在对介于阻流体26与相应的间隔壁24之间的间隙在结构上进行密封方面是优选的。
如图2中图示的，由于相应的腔40中被阻流体26占据的非活动体积，因此内部冷却通道b、c、d和e中的每个内部冷却通道的所产生的流动横截面呈大致c形并且由第一近壁冷却通道72、第二近壁冷却通道74以及相应的连接通道76形成。此外，如所示出的，在每个阻流体26的相反两侧上形成有具有对称相对的c形流动横截面的一对相邻的内部冷却通道。例如，一对相邻的内部冷却通道b、c具有对称相对的c形流动横截面。类似的解释可以应用于一对相邻的内部冷却通道d、e。应注意到的是，在上下文中的术语“对称相对”并非意在限于流动横截面的精确尺寸对称性，这特别是在高轮廓翼型件中通常无法实现。相反，如本文中使用的，术语“对称相对”指的是形成内部冷却通道(即，在该示例中的近壁冷却通道72、近壁冷却通道74和连接通道76)的流动横截面的元件的对称相对的相对几何关系。此外，图示出的c形流动横截面是示例性的。可以采用替代实施方式，例如由近壁冷却通道72、近壁冷却通道74以及连接通道76h限定的h形流动横截面。每对内部冷却通道b、c以及d、e可以沿相反的径向方向引导冷却剂并且每对内部冷却通道b、c以及d、e串联流体连接以形成蛇形冷却路径，如在由本申请人所提交的国际申请no.pct/us2015/047332中所公开的。
本发明人已经设想到一种机构，该机构用以将在内部冷却通道a至f中的更多的径向流动的冷却剂远离内部冷却通道a至f的中央部分朝向热的外壁14转移或推动。如在图3至图6以及图8中所示出的本发明的每种实施方式中，上述效果是通过提供分流器特征90来实现的，该分流器特征90定位在压力侧壁16与吸力侧壁18之间的内部冷却通道a至f中的一者或更多者中的冷却剂的流动路径中。分流器特征90对于在分流器特征90的下游形成流分离区域是有效的，该流分离区域导致在分流器特征90的下游对冷却剂流量分配进行修改，其中，与压力侧壁16与吸力侧壁18之间的流动横截面的中央部分相比，冷却剂流量分别沿着压力侧壁16的内表面16a和吸力侧壁18的内表面18a局部地增大。因此，冷却剂与外壁14之间的热传递增大。由于较大部分的冷却剂现在用于与热的外壁14进行热传递(这是因为在与压力侧壁16和吸力侧壁18相邻的区域中每单位面积的质量流量更高)，因此冷却剂需求可能大幅减小，从而提高了发动机热效率。
在一个实施方式中，如图3中所示出的，本发明的分流器特征90可以定位在内部冷却通道的入口处。根据该实施方式，第一分流器特征90可以定位在内部冷却通道c的入口处，该内部冷却通道c可以例如定位在翼型件10的根部56处。第二分流器特征90可以定位在内部冷却通道b的入口处，该内部冷却通道b可以定位在翼型件梢部52的附近。内部冷却通道c可以构造为“向上”通道，从而将冷却剂k从根部56引导至梢部52，而内部冷却通道b可以构造为“向下”通道，从而将冷却剂k从梢部52引导至根部56。“向上”通道和“向下”通道可以在翼型件梢部52的附近流体连接以形成蛇形冷却路径。如所示出的，相邻的内部冷却通道b和c的分流器特征90可以定位在相应的内部冷却通道b和c的径向相反的端部处。
分流器特征90中的每个分流器特征均可以构造为钝体(bluffbody)。钝体90可以垂直于冷却剂k的流动方向延伸。如在图4和图5中示出的，分流器特征90中的每个分流器特征均可以定位在相应的连接通道76中且优选地居中地定位在压力侧壁16与吸力侧壁18之间。分流器特征90可以在相应的内部冷却通道b、c的入口处至少部分地延伸横过连接通道76的宽度w，该宽度w被定义为间隔壁24与阻流体26的相应的侧面86、88之间的距离。在所示出的实施方式中，每个分流器特征90均从间隔壁24突出且部分地延伸横过连接通道76的宽度。在替代实施方式中，分流器特征90中的一个或更多个分流器特征可以从阻流体26的相应的侧面86、88突出且部分地延伸横过连接通道76的宽度。在又一实施方式中，分流器特征90可以从间隔壁24以及阻流体26的相应的侧面86、88突出到连接通道76中。在这种情况下，可能优选的是保持从间隔壁24延伸的分流器特征90与从阻流体26的相应的侧面86、88延伸的分流器特征90之间的间隙，该间隙将防止阻流体26与间隔壁24之间的横过连接通道76的结构上的连接，从而避免了翼型件10中的高的热应力。在替代实施方式中，分流器特征90可以全部地延伸横过连接通道76的宽度，从而将间隔壁24和阻流体26的相应的侧面86、88连接。在一个实施方式中，分流器特征90可以通过上面所提到的制造工艺中的任一种制造工艺与翼型件10一体地制造。
钝体90的横截面的形状可以设定为形成有下述流扰动：该流扰动迫使冷却剂在钝体90周围流动，从而在连接通道76中在钝体90的下游形成流分离区域。流的分离导致冷却剂流量分配在内部冷却通道的位于分流器特征90的下游的整个流动横截面上的修改，其中，冷却剂流被推动朝向近壁冷却通道72、74。这具有局部地减小连接通道76中的冷却剂的流速同时局部地增大近壁冷却通道72、74中的冷却剂的流速的作用。沿着压力侧壁16和吸力侧壁18局部增大冷却剂速度直接导致冷却剂与外壁14之间的对流热传递系数的增大。因此，增强了冷却剂与外壁14之间的总体热传递。由于较大部分的冷却剂现在用于与热的外壁14进行热传递(这是因为在近壁冷却通道72、74中的每单位面积的质量流量更高)，因此冷却剂需求可能大幅减小，从而提高发动机热效率。在一个实施方式中，如在图6中所示出的，钝体90的横截面可以具有三角形形状，该三角形形状包括面向压力侧壁16的第一边92以及面向吸力侧壁18的第二边94。第一边92和第二边94各自相对于冷却剂k的流动方向成角度α1、α2倾斜，使得第一边92和第二边94沿冷却剂k的流动方向分开。边92、94的倾斜的角度α1、α2与冷却剂k在钝体90上的迎角直接相关，并且边92、94的倾斜的角度α1、α2优选地被选择成足够大以确保形状阻力对钝体90上的摩擦阻力的支配。由于形状阻力的支配，更大的迎角将在钝体90周围形成更大的流扰动，从而导致流在钝体90的下游的分离。在示例实施方式中，角度α1、α2可以各自具有高达45度的值。优选地，钝体90在空气动力学上构造成使得流分离区域沿着冷却剂k的流动方向大致跨越了内部冷却通道76的整个长度。
图7图示了在上面所描述的类型的三角形分流器特征90’周围的流线。流线在测试情况下利用由管道壁104所限定的闭合流管道而产生。流的方向由箭头106指示。流线清楚地指示在分流器特征90’附近的导致高目标壁热传递的流的局部加速。流扰动的影响、即被从管道的中央朝向管道壁104推动的流的影响可以在越过分流器特征90’本身清楚地看到。基于看到的速度修改，即使在标准的双壁式内部冷却通道——例如图2中所示出的内部冷却通道a和f——中使用这种分流器特征可能也是可行的。在另一实施方式中，可以沿着流动方向布置有一系列这种分流器特征，以在所述双壁式内部冷却通道中对近壁冷却方案进行模拟。由于分流器特征以及由分流器特征所产生的分离，因此冷却剂流在外壁14附近以更高速度被连续地迫压。这使得能够大幅减小内部冷却通道中的冷却剂质量流量，这在未修改的内部冷却通道中可能难以实现。
应注意的是，分流器特征的上述几何尺寸是示例性的并且可以采用其他钝体形状。例如，代替三角形形状，分流器特征可以结合有交替的横截面形状，包括梯形、半椭圆形、半圆形、或其他钝体形状。此外，在图示的实施方式中，分流器特征仅被用在内部冷却通道的入口处。在替代实施方式中，多个分流器特征可以在内部冷却通道中沿着冷却剂的流动方向间隔安置。通过这种布置，能够产生叠加作用，以有效地防止冷却剂流返回到内部冷却通道的相对更冷的中央部分。
现在结合图2来参照图8，图示了结合本发明的各方面的示例冷却方案。图示的冷却方案包括两个相反定向的蛇形冷却路径60a和60b。蛇形冷却路径60a和60b分别在内部冷却通道c和d处开始，所述内部冷却通道c和d可以经由翼型件根部56独立地供给冷却剂。在图示的实施方式中，蛇形冷却路径60a沿从后至前的方向延伸，其中，内部冷却通道c和a构造为“向上”通道，而内部冷却通道b构造为“向下”通道。蛇形冷却路径60b沿从前至后的方向延伸，其中，内部冷却通道d和f构造为“向上”通道，而内部冷却通道e构造为“向下”通道。冷却剂可以从内部冷却通道a例如经由撞击开口进入前缘冷却剂腔lec并且然后经由外壁上的排放孔口27排出到热气体路径中，所述排放孔口27可以共同地形成用于对翼型件10的前缘20进行冷却的喷头。在经由沿着后缘22定位的排放孔口29排出到热气体路径中之前，内部冷却通道f可以与后缘冷却剂腔tec流体连通，该后缘冷却剂腔tec可以结合有如对于本领域技术人员而言公知的后缘冷却特征，例如包括紊流器、扰流柱、或紊流器和扰流柱的组合。如示意性地示出的，在蛇形路径60a、60b的“向上”通道和“向下”通道中的每一者的入口处可以安置有分流器特征90，以便提高内部冷却通道中的每个内部冷却通道的流场。在该实施方式中，“入口”指的是“向上”通道或“向下”通道的入口或起点。如所示出的，分流器特征90可以不仅定位在c形内部冷却通道b、c、d和e的入口处，而且可以定位在传统的双壁式内部冷却通道a和f的入口处。
尽管已经详细描述了具体实施方式，但是本领域普通技术人员将理解的是，可以根据本公开的总体教示对这些细节进行各种修改和替代。因此，所公开的特定布置仅是说明性的而非限制本发明的范围，本发明的范围由所附权利要求及其任何和所有等同方案的全部范围给出。