具有用于中部本体温度控制的独立冷却回路的涡轮翼型件的制作方法

本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及具有用于引导冷却剂通过翼型件的内部冷却通道的涡轮翼型件。

背景技术：

在涡轮机比如燃气涡轮发动机中，空气在压缩机部分中被压缩并且然后在燃烧器部分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分内膨胀，在发动机的涡轮部分中，能量被提取以为压缩机部分提供动力并产生有用功，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分内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排固定翼型件，即，静叶片，接着是一排旋转翼型件，即，涡轮动叶片，其中，涡轮动叶片从热燃烧气体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——直接暴露于热燃烧气体，因此翼型件通常设置有引导冷却剂比如压缩机排放空气通过翼型件的内部冷却通道。

一种类型的翼型件从位于根部端部处的径向内部平台延伸至翼型件的径向外部部分，并且包括相反的压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁沿径向方向在翼展方向上延伸并且从翼型件的前缘轴向地延伸至翼型件的后缘。冷却通道在翼型件内部在压力侧壁与吸力侧壁之间延伸并且可以沿交替的径向方向引导冷却剂通过翼型件。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的过热。

技术实现要素：

简单地说，本发明的各方面提供了一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件具有用于中部本体温度控制的一个或更多个独立冷却回路。

根据本发明的一个方面，涡轮翼型件包括外壁，该外壁界定翼型件内部。外壁沿涡轮发动机的径向方向在翼展方向上延伸并且由在前缘和后缘处连接的压力侧壁和吸力侧壁形成。多个分隔壁定位在翼型件内部中并且沿径向范围连接压力侧壁和吸力侧壁。至少一个长形中空体定位在一对相邻的分隔壁之间。长形中空体在该长形中空体内限定了径向腔。第一连接肋和第二连接肋设置成沿径向范围将长形中空体分别连接至压力侧壁和吸力侧壁。形成了蛇形冷却路径，该蛇形冷却路径包括上游径向流动通路和下游径向流动通路，上游径向流动通路和下游径向流动通路处于串联流动关系并且沿相反的径向方向引导冷却剂。每个径向流动通路在流动横截面中包括：第一近壁冷却通道，该第一近壁冷却通道限定在长形中空体与压力侧壁之间；第二近壁冷却通道，该第二近壁冷却通道限定在长形中空体与吸力侧壁之间；以及连接通道，该连接通道限定在长形中空体与分隔壁中的相应的一个分隔壁之间，该连接通道连接第一近壁冷却通道和第二近壁冷却通道。径向流动通路以串联的方式流体连接并且沿相反的径向方向引导冷却剂以形成蛇形冷却路径。翼型件还包括第三连接肋和第四连接肋，所述第三连接肋和第四连接肋沿径向范围将长形中空体分别连接至压力侧壁和吸力侧壁。第三连接肋和第四连接肋分别与第一连接肋和第二连接肋间隔开以限定第一冲击容积和第二冲击容积。下游径向流动通路流体连接至径向腔，由此来自蛇形冷却路径的相对加热的冷却剂被引导到径向腔中以使长形中空体升温。冷却剂随后经由长形中空体上的冲击开口排出到分别邻接压力侧壁和吸力侧壁的第一冲击容积和第二冲击容积中。由此减小长形中空体与外壁之间的温度梯度。

附图说明

借助附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构型但不限制本发明的范围。

图1是根据一个实施方式的涡轮翼型件的示例的立体图；

图2是沿图1的截面ⅱ-ⅱ截取的穿过涡轮翼型件的横截面图，其示出了本发明的各方面；以及

图3是示出了通过根据实施方式的翼型件的示例性流动方案的流程图。

具体实施方式

在优选实施方式的下述详细描述中，参照形成本申请的一部分的附图，并且在附图中通过说明的方式而非通过限制的方式示出了可以实践本发明的特定实施方式。应当理解的是，可以使用其他实施方式并且可以在不背离本发明的精神和范围的情况下进行变化。

本发明的各方面涉及一种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分转移的空气。为了使从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气的流量最小，基于热传递速率来实现高冷却效率是重要的设计考虑因素。许多涡轮动叶片和静叶片涉及一种两壁式结构，该两壁式结构包括在前缘处和后缘处连接的压力侧壁和吸力侧壁。内部冷却通道通过采用以直接线性方式连接压力侧壁和吸力侧壁的内部分隔壁来形成。已经注意到的是，虽然以上设计提供了低热应力水平，但是由于冷却剂流的简单的向前或向后流动蛇形冷却通道和相对较大的流动横截面积，以上设计可能造成由增大的冷却剂流引起的对热效率的限制。在上述典型的两壁式涡轮翼型件中，径向冷却剂流的很大一部分保持朝向压力侧壁与吸力侧壁之间的流动横截面的中央，并且该部分因此未充分利用对流冷却。

为了解决有效利用冷却剂以用于与翼型件外壁的目标对流热传递的问题，已经开发了实施近壁冷却的技术，比如在由本申请人提交的国际申请no.pct/us2015/047332中公开的技术，并且该国际申请no.pct/us2015/047332的全部内容通过参引并入本文。简单地说，这种近壁冷却技术采用呈长形中空体形式的流动移位元件来减小冷却剂的流动横截面积，从而增大对流热传递，同时由于流动横截面变窄还增大了目标壁速度。此外，这使得有效使用冷却剂，因为冷却剂流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——移位。虽然前述技术效果良好，但是特别是对于低冷却剂流部件而言，可能需要对前述近壁冷却技术进行改进。本发明人认识到动叶片的中部本体部分通常被过冷并且可以是适当的改进目标。因此，本发明的实施方式提供了对前述近壁冷却技术的改进。

现在参照图1，示出了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如所示出的，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，本发明的各方面可以另外地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适于在例如轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用。外壁14沿涡轮发动机的径向方向r在翼展方向上延伸并且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处连接。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形件(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界定。在其他实施方式中，翼型件10可以是固定的涡轮静叶片，该固定的涡轮静叶片具有联接至涡轮发动机的涡轮部分的内径的径向内端面和联接至涡轮发动机的涡轮部分的外径的径向外端面。

参照图1和图2，外壁14界定翼型件内部11，翼型件内部11包括内部冷却通道，所述内部冷却通道可以经由穿过根部56的一个或更多个冷却剂供给通路(未示出)来接收冷却剂，比如来自压缩机部分(未示出)的空气。在翼型件内部11中间隔开地定位有多个分隔壁24。分隔壁24沿径向范围延伸，并且连接压力侧壁16和吸力侧壁18以限定内部腔40。内部腔40用作分别被标识为a、b、c、d、e、f的内部冷却通道。

本发明的实施方式包括一个或更多个中部本体冷却回路，在一个或更多个中部本体冷却回路中，冷却剂从翼型件10外部的冷却剂源比如从压缩机排出部进入翼型件10，并且冷却剂横穿内部冷却通道中的至少一些内部冷却通道，因此冷却剂在经由沿压力侧壁16和吸力侧壁18形成的排出孔口110从翼型件10被排出之前从热的外壁14吸收热。在所示实施方式中，排出孔口110形成为膜冷却孔。所示实施方式还可以包括独立于中部本体冷却回路的前缘冷却回路和后缘冷却回路的一个或更多个通路，所述一个或更多个通路从外部冷却剂供给装置接收冷却剂。前缘冷却回路和后缘冷却回路分别将冷却剂引导至邻近于前缘20形成的前缘冷却剂腔lec和邻近于后缘22形成的后缘冷却剂腔tec，以用于分别冷却前缘20和后缘22。冷却剂从腔lec和tec经由分别沿前缘20和后缘22定位的排出孔口27和29离开翼型件10。尽管没有在附图中明确地示出，但是应当理解的是，排出孔口可以设置在多个位置处，包括压力侧壁16、吸力侧壁18和翼型件梢部52上的任何位置。

参照图2，在内部腔40中的相应的一个内部腔中可以定位有一个或更多个长形中空体26。在本示例中，示出了两个这种长形中空体26，所述两个长形中空体26各自在(垂直于图2的平面的)径向方向上是长形的并且在其内限定了径向腔t1、t2。每个径向腔t1、t2沿翼型件10的翼展径向延伸并且在每个径向腔t1、t2的第一端部处被覆盖，所述第一端部在本示例中位于翼型件梢部52附近。由于在翼型件10的中央存在长形中空体26，因此内部腔40中的冷却剂流的很大一部分朝向热的外壁14移位，以用于实现沿压力侧壁16和吸力侧壁18的近壁冷却。如所示出的，第一连接肋32和第二连接肋34设置成沿径向范围将长形中空体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，长形中空体26以及第一连接肋32和第二连接肋34可以使用如在插入件的情况下不需要后制造组装的任何制造技术来与翼型件10一体地制造。在一个示例中，长形中空体26可以与翼型件10例如由陶瓷铸造芯部一体地铸造。其他制造技术可以包括例如增材制造工艺比如3d打印。这允许本发明各方面用于包括3d轮廓化的动叶片和静叶片的高度轮廓化的翼型件。然而，其他制造技术也在本发明的范围内，其他制造技术包括例如组装(经由焊接、钎焊等)或塑性成形等等。

长形中空体26的所示横截面形状是示例性的。长形中空体26的精确形状除其他因素之外可能还取决于长形中空体26被定位的相应的腔40的形状。在所示实施方式中，每个长形中空体26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之间限定有第一径向延伸近壁冷却通道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之间限定有第二径向延伸近壁冷却通道74。每个长形中空体26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分别与两侧的分隔壁24间隔开以在相应的侧面86、88与相应的分隔壁24之间限定相应的连接通道76。每个连接通道76在第一近壁冷却通道72与第二近壁冷却通道74之间横向延伸并且沿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，以限定用于径向冷却剂流的流动横截面。设置连接通道76使得翼型件10中的热应力减小，并且设置连接通道76可以比对长形中空体26与相应分隔壁24之间的间隙进行结构密封更优选。

如图2中所示，由于长形中空体26在相应腔40中占据的体积，内部冷却通道b、c、d和e中的每一者中所产生的流动横截面呈大致c形，该大致c形由第一近壁冷却通道72和第二近壁冷却通道74以及相应的连接通道76形成。此外，如所示出的，在每个长形中空体26的相反侧形成有对称相对的c形流动横截面的一对相邻的内部冷却通道。例如，所述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。类似的说明可以应用于一对内部冷却通道d、e。应当注意的是，本文中的术语“对称相对”不意味着限于流动横截面的精确尺寸对称，精确尺寸对称特别是在高度轮廓化的翼型件中通常不能实现。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，该示例中的近壁冷却通道72、74和连接通道76)的流动横截面的元件的对称相对的相关几何形状。此外，所示c形流动横截面是示例性的。替代实施方式可以采用例如由近壁冷却通道72、74和连接通道76限定的h形流动横截面。每对内部冷却通道b、c和d、e可以以串联流动关系连接成沿相反的径向方向引导冷却剂，以形成相应的蛇形冷却路径。

图3是示出了通过根据实施方式的翼型件的示例性流动方案的流程图。共同参照图2和图3，所示实施方式提供了一种独立冷却回路，该独立冷却回路涉及围绕每个长形中空体26以及相关联的第一连接肋32和第二连接肋34的相应的蛇形冷却路径60a和60b。在本示例中，沿从前向后的方向在翼弦方向上延伸的第一蛇形冷却路径60a包括上游径向流动通路(flowpass)b和下游径向流动通路c，上游径向流动通路b和下游径向流动通路c经由翼弦方向的流动通路80a(flowpassage)串联连接。同样地，沿从后向前方向在翼弦方向上延伸的第二蛇形冷却路径60b包括上游径向流动通路e和下游径向流动通路d，上游径向流动通路e和下游径向流动通路d经由翼弦方向的流动通路80b串联连接。在示例实施方式中，在每个蛇形流动路径60a、60b中，上游径向流动通路b、e经由翼型件的根部56中的冷却剂供给通路(未示出)连接至翼型件10外部的冷却剂源。冷却剂在上游径向流动通路b、e中沿径向向外侧方向流动，在覆盖的长形径向腔t1、t2上方转向并且在下游径向流动通路c、d中径向向内侧流动。在这种情况下，翼弦方向的流动通路80a至80b由覆盖的径向腔t1、t2与翼型件梢部52之间的间隙形成。上游径向流动通路b、e和相应的下游径向流动通路c、d的对称相对的流动横截面确保了弦向流动通路80a至80b中的一致的流动转向。

在操作中，直接暴露于热气体路径的外壁14处于比定位在翼型件内部中的长形中空体26高得多的温度。根据本发明的各方面，相应的下游径向流动通路c或d经由相应的连接通路50a、50b流体地连接至相应的径向腔t1或t2，例如，所述连接通路50a、50b经由平台58的径向内侧的芯部连接而形成。因此，来自蛇形冷却路径60a、60b的相对加热的冷却剂被引导到径向腔t1、t2中以使长形中空体26升温。然后，每个回路中的冷却剂经由长形中空体26的面向压力侧壁16和吸力侧壁18的壁上的冲击开口90冲击到压力侧壁16和吸力侧壁18上。由此实现了长形中空体26与外壁14之间的温度梯度的减小。冲击开口90可以沿翼展方向范围以阵列方式布置在长形中空体26的面向压力侧壁16和吸力侧壁18的壁表面上。在一些实施方式中，阵列中的冲击开口90中的一个或更多个或所有冲击开口可以定向成引导冷却剂冲击到第一连接肋32和第二连接肋34和/或第三连接肋92和第四连接肋94上。

在所示实施方式中，后冲击冷却剂与第一近壁冷却通道72和第二近壁冷却通道74隔离。为此目的，如图2中所示，每个长形中空体26与第三连接肋92和第四连接肋94相关联。第三连接肋92和第四连接肋94沿径向范围将长形中空体26分别连接至压力侧壁16和吸力侧壁18。第三连接肋92和第四连接肋94分别与第一连接肋32和第二连接肋34间隔开以限定与压力侧壁16相邻的第一冲击容积102和与吸力侧壁18相邻的第二冲击容积104。如图2和图3中所示，冲击容积102和104分别接收对压力侧壁16和吸力侧壁18的冷却剂后冲击。冲击容积102、104在翼型件10中径向延伸，并且在所述冲击容积102、104的径向端部处被覆盖，所述冲击容积102、104的径向端部在这种情况下位于翼型件梢部52附近。冲击容积102、104的覆盖端部确保在所述覆盖端部上方的翼弦方向的流动通路80a至80b中的流动转向与冲击容积102、104中的后冲击冷却剂隔离。第一冲击容积102和第二冲击容积104中的冷却剂借助于形成在压力侧壁16和吸力侧壁18上的排出开口110从翼型件10排出。在所示实施方式中，排出开口110构造为膜冷却孔110。

因此，所述实施方式提供了下述益处：减小了由长形中空体26的相对较冷壁以及热的压力侧壁16和热的吸力侧壁18引起的径向热驱动应力。在这种情况下，径向腔t1、t2不构造为不起作用的容积而是使预先加热的冷却剂从内部使长形中空体26升温。对热的压力侧壁16和热的吸力侧壁18添加冲击和膜冷却用于对连接肋32、34和92、94的在压力侧壁16和吸力侧壁18上的附接区域进行局部冷却。以上工作协同地显著降低了外壁14与长形中空体26之间的温度梯度。

图2中所示的本非限制性示例包括用于对流动、金属温度和压力损失进行独立控制的四个区域k1、k2、k3、k4。上述实施方式涉及用于位于翼型件10的中部翼弦区域中的区域k2和k3的独立冷却回路。区域k1和k4可以包括前缘冷却回路62和后缘冷却回路64，如图3中所示。区域k1和k4的冷却回路独立于区域k2和k3的冷却回路从翼型件10外部的冷却剂源接收冷却剂。例如，区域k1的冷却回路62可以包括位于根部56中的冷却剂供给通路(未示出)，该冷却剂供给通路将冷却剂源连接至内部腔a。冷却剂可以从内部腔a例如经由形成在介于中间的分隔壁24上的冲击开口(未示出)进入前缘冷却剂腔lec，并且然后经由外壁上的排出孔口27被排出到热气体路径中，所述排出孔口27共同形成用于对涡轮翼型件10的前缘20进行冷却的喷头。区域k4的冷却回路64可以包括位于根部56中的冷却剂供给通路(未示出)，该冷却剂供给通路将冷却剂源连接至内部腔f。内部腔f可以与后缘冷却剂腔tec流体连通。在经由沿后缘22定位的排出孔口29被排出到热气体路径中之前，后缘冷却剂腔tec可以包括后缘冷却特征(未示出)，如本领域技术人员所知的，后缘冷却特征例如包括紊流器、或扰流柱、或紊流器和扰流柱的组合。

应当注意的是，所示冷却方案是示例性的并且可以采用其他构型。例如，虽然图2示出了四个独立冷却回路，但是独立冷却回路的实际数量可以是设计选择的问题。此外，蛇形冷却路径60a、60b中的一者或更多者可以相对于图2中所示的构型沿翼弦方向倒转。在另一变型中，特别适用于固定静叶片的情况，蛇形冷却路径60a、60b中的一者或更多者可以径向倒转从而从静叶片部段的外径接收冷却剂供给，其中，上游流动通路被径向向内侧引导并且下游流动通路被径向向外侧引导。

所示实施方式提供了提高设计灵活性的优点，以在保持包括一对近壁冷却通路的连续流动横截面的同时处理更宽范围的动叶片压力比、冷却剂流量和局部冷却。

虽然已经详细描述了特定实施方式，但是本领域普通技术人员将理解的是，可以根据本公开的整体教示来开发对那些细节的各种修改和替换。因此，所公开的特定布置意味着仅是说明性的而不限制本发明的范围，本发明的范围由所附权利要求及其任何和所有等同物的全部范围给出。