涡轮翼型件的制作方法
【专利摘要】本发明涉及涡轮翼型件。具体而言，涡轮翼型件包括前缘、后缘、根部和末梢。还包括在该前缘与该后缘之间且在该根部与该末梢之间延伸的压力侧壁。还包括在该前缘与该后缘之间且在该根部与该末梢之间延伸的吸力侧壁。又包括非圆形冷却通道，其由该涡轮翼型件限定且从该根部径向地延伸至该末梢，该非圆形冷却通道将冷却空气传送至在该末梢中形成的出口孔。还包括排放孔，该排放孔由该涡轮翼型件限定且从该非圆形冷却通道延伸至该吸力侧壁，该排放孔径向地位于该根部与该末梢之间。
【专利说明】
涡轮翼型件
技术领域
[0001]本文中公开的主旨涉及燃气涡轮发动机，且更具体而言，涉及用于此种发动机的涡轮翼型件。
【背景技术】
[0002]在涡轮发动机，诸如燃气涡轮发动机或蒸汽涡轮发动机中，处于相对高温的流体接触叶片，叶片成构造成从流体提取机械能以从而促进动力和/或电的产生。尽管该过程对于给定时期而言可为高度有效的，但是在长期的时间内，高温流体趋向于引起损伤，该损伤可使性能退化且增加操作成本。
[0003]因此，为了至少阻止或延迟过早的故障而冷却叶片通常是必要且可取的。这可通过将相对冷的压缩空气输送至待冷却的叶片来实现。在许多传统燃气涡轮中，具体而言，该压缩空气进入待冷却叶片中的各个的底部且沿径向方向流过一个或更多个圆形加工的通道，以通过对流和传导的组合来冷却叶片。
[0004]在这些传统燃气涡轮中，在流体的温度增加时，增加穿过叶片的冷却流的量变得必要。可通过冷却孔尺寸的增大来实现该增加的流。然而，在冷却开孔的尺寸增大时，各孔至叶片外表面的壁厚度减小，且最终挑战叶片的可制造性和结构完整性。
【发明内容】
[0005]根据本发明的一个方面，涡轮翼型件包括前缘、后缘、根部和末梢。还包括在该前缘与该后缘之间且在该根部与该末梢之间延伸的压力侧壁。还包括在该前缘与该后缘且在该根部与该末梢之间延伸的吸力侧壁。又包括非圆形冷却通道，其由该涡轮翼型件限定且从该根部径向地延伸至该末梢，该非圆形冷却通道将冷却空气传送至在该末梢中形成的出口孔。还包括排放孔，该排放孔由该涡轮翼型件限定且从该非圆形冷却通道延伸至该吸力侧壁，该排放孔径向地位于该根部与该末梢之间。
[0006]根据本发明的另一方面，燃气涡轮发动机包括压缩机区段、燃烧器区段和涡轮区段。涡轮区段包括涡轮翼型件，该涡轮翼型件具有多个冷却通道，该多个冷却通道由该涡轮翼型件限定，该多个冷却通道中的至少一个为非圆形冷却通道且该多个冷却通道中的至少一个为圆形冷却通道。该涡轮区段还包括排放孔，该排放孔由该涡轮翼型件限定且从非圆形冷却通道延伸至涡轮翼型件的吸力侧壁，以用于流体地联接该非圆形冷却通道和该涡轮区段的热气体路径。
[0007]根据本发明的又一方面，涡轮翼型件包括前缘、后缘、根部和末梢。还包括在该前缘与该后缘之间且在该根部与该末梢之间延伸的压力侧壁。还包括在该前缘与该后缘且在该根部与该末梢之间延伸的吸力侧壁。又包括多个非圆形冷却通道，其由涡轮翼型件限定且在根部与末梢之间径向地延伸。还包括多个圆形冷却通道，该多个圆形冷却通道由涡轮翼型件限定且在根部与末梢之间径向地延伸，其中，该多个非圆形冷却通道中的全部位于前缘与该多个圆形冷却通道之间。还包括多个排放孔，该多个排放孔中的各个在该多个非圆形冷却通道中的一个与吸力侧壁之间延伸，以流体地联接该多个非圆形冷却通道和涡轮翼型件的外部区域，该多个排放孔中的各个径向地位于根部与末梢之间。
[0008]技术方案I: 一种涡轮翼型件，其包括:
前缘；
后缘；
根部；
末梢；
压力侧壁，其在所述前缘与所述后缘之间且在所述根部与所述末梢之间延伸；
吸力侧壁，其在所述前缘与所述后缘之间且在所述根部与所述末梢之间延伸；
非圆形冷却通道，其由所述涡轮翼型件限定且从所述根部径向地延伸至所述末梢，所述非圆形冷却通道将冷却空气传送至在所述末梢中形成的出口孔;和
排放孔，其由所述涡轮翼型件限定且从所述非圆形冷却通道延伸至所述吸力侧壁，所述排放孔径向地位于所述根部与所述末梢之间。
[0009]技术方案2:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，还包括多个排放孔，所述多个排放孔由所述涡轮翼型件限定，所述多个排放孔中的各个在所述非圆形冷却通道与所述吸力侧壁之间延伸。
[0010]技术方案3:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，其中，所述非圆形冷却通道包括沿其整个长度的非圆形几何形状。
[0011]技术方案4:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，其中，所述排放孔包括排放孔入口和排放孔出口，所述排放孔成角度以相对于到所述末梢的排放孔入口接近度，将所述排放孔出口配置为更接近所述末梢。
[0012]技术方案5:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，其中，所述排放孔包括排放孔入口和排放孔出口，所述排放孔成角度以相对于到所述末梢的排放孔出口接近度，将所述排放孔入口配置为更接近所述末梢。
[0013]技术方案6:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，其中，所述排放孔定位为与到所述根部相比更接近所述末梢。
[0014]技术方案7:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，还包括圆形冷却通道，所述圆形冷却通道由所述涡轮翼型件限定且从所述根部径向地延伸至所述末梢，所述圆形冷却通道穿过所述涡轮翼型件径向地传送冷却空气。
[0015]技术方案8:根据技术方案7所述的涡轮翼型件，其中，所述非圆形冷却通道定位为相对于到所述前缘的圆形冷却通道接近度而更接近所述前缘。
[0016]技术方案9:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，还包括多个非圆形冷却通道，所述多个非圆形冷却通道中的各个包括流体地联接至其的至少一个排放孔。
[0017]技术方案10:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，其中，所述涡轮翼型件配置在燃气涡轮发动机中。
[0018]技术方案11:根据技术方案10所述的涡轮翼型件，其中，所述涡轮翼型件配置在所述燃气涡轮发动机的涡轮区段的第一级中。
[0019]技术方案12:根据技术方案I所述的涡轮翼型件，其中，所述非圆形冷却通道由型管电解加工形成。
[0020]技术方案13: 一种燃气涡轮发动机，其包括:
压缩机区段:
燃烧器区段;和涡轮区段，其包括:
涡轮翼型件，其具有多个冷却通道，所述多个冷却通道由所述涡轮翼型件限定，所述多个冷却通道中的至少一个为非圆形冷却通道且所述多个冷却通道中的至少一个为圆形冷却通道;和
排放孔，其由所述涡轮翼型件限定且从所述非圆形冷却通道延伸至所述涡轮翼型件的吸力侧壁，以用于流体地联接所述非圆形冷却通道和所述涡轮区段的热气体路径。
[0021]技术方案14:根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，还包括多个排放孔，所述多个排放孔由所述涡轮翼型件限定，所述多个排放孔中的各个在所述非圆形冷却通道与所述吸力侧壁之间延伸。
[0022]技术方案15:根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其中，所述排放孔包括排放孔入口和排放孔出口，所述排放孔成角度以相对于到所述末梢的排放孔入口接近度，将所述排放孔出口配置为更接近所述涡轮翼型件的末梢。
[0023]技术方案16:根据技术方案13所述的燃气祸轮发动机，其中，所述排放孔包括排放孔入口和排放孔出口，所述排放孔成角度以相对于到所述末梢的排放孔出口接近度，将所述排放孔入口配置为更接近所述涡轮翼型件的末梢。
[0024]技术方案17:根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其中，所述排放孔定位为与到所述涡轮翼型件的根部相比，更接近所述翼型件的末梢。
[0025]技术方案18:根据技术方案13所述的燃气涡轮发动机，其中，所述非圆形冷却通道定位为相对于到所述前缘的圆形冷却通道接近度，更接近所述涡轮翼型件的前缘。
[0026]技术方案19:一种涡轮翼型件，其包括:
前缘
后缘
根部；
末梢；
压力侧壁，其在所述前缘与所述后缘之间且在所述根部与所述末梢之间延伸；
吸力侧壁，其在所述前缘与所述后缘之间且在所述根部与所述末梢之间延伸；
多个非圆形冷却通道，其由所述涡轮翼型件限定且在所述根部与所述末梢之间径向地延伸。
[0027]多个圆形冷却通道，其由所述涡轮翼型件限定且在所述根部与所述末梢之间径向地延伸，其中，所述非圆形冷却通道中的全部位于所述前缘与所述多个圆形冷却通道之间；和
多个排放孔，所述多个排放孔中的各个在所述多个非圆形冷却通道中的一个与所述吸力侧壁之间延伸，以流体地联接所述多个非圆形冷却通道和所述涡轮翼型件的外部区域，所述多个排放孔中的各个径向地位于所述根部与所述末梢之间。
[0028]技术方案20:根据技术方案19所述的涡轮翼型件，其中，所述涡轮翼型件配置在燃气涡轮发动机的涡轮区段的第一级中。
[0029]根据结合附图作出的下列说明，这些和其他优点和特征将变得更显而易见。
【附图说明】
[0030]被认为是本发明的主题在说明书结尾处的权利要求中被特别地指出且清楚地主张权利。根据结合附图进行的下列详细描述，本发明的前述和其他特征、以及优点是显而易见的，在附图中:
图1是燃气涡轮发动机的示意例示图；
图2是涡轮翼型件的透视图；且图3是沿图2的A-A线截取的涡轮翼型件的截面图。
[0031]详细的描述参照附图作为实例说明本发明的实施例以及优点和特征。
[0032]部件列表
10燃气涡轮发动机 12压缩机区段 14燃烧器组件 18燃烧器室 24涡轮 26-28多个级 30转子 40涡轮翼型件 44根部部分 46末梢部分 48压力侧壁 50吸力侧壁 52前缘
54多个冷却通道 55后缘 56多个出口孔 60非圆形冷却通道 62圆形冷却通道 70至少一个排放孔 72排放孔入口 74排放孔出口。
【具体实施方式】
[0033]参照图1，示意性地例示了根据本发明的示范实施例而构造的涡轮系统，诸如燃气涡轮发动机10。燃气涡轮发动机10包括压缩机区段12和多个燃烧器组件，该多个燃烧器组件以筒环形阵列的形式布置，在14处指示该多个燃烧器组件中的一个。燃烧器组件构造成接收来自燃料供应源(未示出)的燃料和来自压缩机区段12的压缩空气。燃料和压缩空气行进到燃烧器室18中且被点燃，以形成用于驱动涡轮24的高温、高压燃烧产物或空气流。涡轮24包括多个级26-28，它们通过压缩机/涡轮轴(也称作转子)30而操作地连接至压缩机12。
[0034]在操作中，空气流入压缩机12中且被压缩成高压气体。高压气体供应至燃烧器组件14且在燃烧器室18中与燃料(例如天然气、燃料油、过程气体和/或合成气体(合成气))混合。燃料/空气或易燃混合物点燃以形成高压、高温燃烧气体流，其被引导至涡轮24且从热能转变为机械、旋转能。
[0035]现在参考图2和3，同时继续参考图1，例示了涡轮翼型件40(也称作“涡轮动叶”、“涡轮叶片翼型件”等)的一部分的透视图。应理解的是，涡轮翼型件40可位于涡轮24的任一级中。在一个实施例中，涡轮翼型件40位于涡轮24的例示的第一级(S卩，级26)内。尽管只例示了三个级，但应理解的是，可存在更多或更少的级。在任何情况下，涡轮翼型件40从根部部分44径向地延伸至末梢部分46。涡轮翼型件40包括压力侧壁48和吸力侧壁50，其中，涡轮翼型件40的几何形状构造成在流体流动越过涡轮翼型件40时提供用于涡轮24的旋转力。如所描绘的，吸力侧壁50为凸起形状且压力侧壁48为凹入形状。还包括前缘52和后缘55，它们通过压力侧壁48和吸力侧壁50而连结。尽管接下来的论述主要集中在燃气涡轮上，但所论述的构思不限于燃气涡轮发动机，且可适用于采用涡轮叶片的任何旋转机器。
[0036]压力侧壁48和吸力侧壁50在涡轮翼型件40的整个径向跨度上沿周向方向间隔开，以限定至少一个内部流动室或通道，以用于将冷却空气引导通过涡轮翼型件40以用于冷却其。在例示的实施例中，例示了多个冷却通道54，其中通道中的各个沿涡轮翼型件40的长度间隔。冷却空气典型地以任何常规的方式从压缩机区段12放出。通过至少一个、但通常是多个出口孔56来排出冷却空气，出口孔56位于涡轮翼型件40的末梢部分46处。
[0037]可借助于例如电化学加工工艺(ECM)来加工该多个冷却通道54。在一个实施例中，由型管电解加工(STEM)形成该多个冷却通道54。与精确的加工工艺无关，使冷却空气通过流体压力和/或通过离心力而沿冷却通道54的长度沿径向方向流动。在冷却空气流动时，热传递发生在涡轮翼型件40和冷却空气之间。具体而言，冷却空气从涡轮翼型件40移除热，且此外，趋向于引起涡轮翼型件的实心部分内的传导性热传递。可通过由金属材料形成(诸如能够耐受相对高温条件的金属和/或金属合金)的涡轮翼型件40来促进传导性热传递。整体热传递将涡轮翼型件40的温度从其作为涡轮翼型件40与例如流过燃气涡轮发动机10的相对高温流体之间的接触的结果而本应具有的温度降低。
[0038]尽管预期所有的多个冷却通道54由类似的截面几何形状形成，在例示的实施例中，冷却通道54中的至少一个可限定为具有基本上非圆形的截面形状且在本文中称作非圆形冷却通道60，而多个冷却通道54中的至少一个具有圆形的截面几何形状且在本文中称作圆形冷却通道62。非圆形冷却通道的非圆形形状允许冷却通道的增大的周长和更大的截面区域，且导致更大的热传递度，而无需使壁的厚度牺牲超过维持可制造性和结构完整性所需的厚度。如所例示的，多个冷却孔可具有前述非圆形几何形状，且类似地，多个冷却孔可具有圆形几何形状。
[0039]在冷却孔为非圆形的情况下，冷却通道可具有各种备选形状，包括但不限于椭圆形或以其他方式伸长的形状。冷却通道可为圆形或有角度的、规则或不规则的。冷却通道可关于预先限定的轴线对称或关于任何预先限定的轴线非对称。可利用伸长的侧壁来限定冷却通道，该侧壁具有模拟压力和吸力侧壁的局部轮廓的轮廓，使得壁通道壁伸长，具有等于或大于维持可制造性和结构完整性所需的壁厚度的厚度。类似地，冷却通道可在涡轮翼型件40的轴向方向上比在其周向方向上更长并且/或者可比I小或大(不包含在内)的纵横比。
[0040]非圆形冷却通道60的基本上非圆形可局部化，可沿非圆形冷却通道60的部分径向长度延伸，或可沿非圆形冷却通道60的整个径向长度延伸。以此方式，通过非圆形冷却通道60的基本上非圆形而促进的增加的热传递可提供至涡轮翼型件的长度的仅一部分或提供至沿涡轮翼型件40的整个长度的部分。
[0041 ]例示非圆形冷却通道60和圆形冷却通道62的相对位置。具体而言，在一个实施例中，所有的非圆形冷却通道60位于圆形冷却通道62和前缘52之间，使得相对于圆形冷却通道62与前缘52的接近度，非圆形冷却通道60更接近前缘52。
[0042]为了减小非圆形冷却通道60内的压力，从而降低将冷却空气有效地传送通过通道所需的供应压力，包含且通过涡轮翼型件40来限定至少一个排放孔70。具体而言，各非圆形冷却通道60包括至少一个排放孔，但可能包括多个排放孔，以形成穿过涡轮翼型件40在非圆形冷却通道60与在涡轮翼型件40的吸力侧壁50上的涡轮翼型件40的外部区域(诸如热气体路径)之间的空气道。排放孔70构造成将冷却空气从非圆形冷却通道60向外放出到热气体路径中，以减小冷却通道内的压力。排放孔70包括在与非圆形冷却通道60相交的位置处的排放孔入口 72和在吸力侧壁50处的排放孔出口 74。尽管预期排放孔72径向地定位在沿涡轮翼型件40的任何位置处，但通常排放孔70的所有或一部分定位为与到根部部分44相比更接近末梢部分46。
[0043]基于存在于前缘52附近的更高的压力，将非圆形冷却通道60定位在涡轮翼型件40的前缘52附近且包括相关排放孔将为有利的。前缘52附近的更高压力导致维持穿过接近前缘52的通道的所需冷却流的难题。对于动叶根部处的给定供应压力，减小该区域中的腔压力(即，下沉压力)是合乎需要的，这确保在前缘附近的翼型件的整体冷却。
[0044]排放孔70可由任何合适的几何形状形成。例如，可采用椭圆形、圆形、正方形或矩形，但是前述列表不是穷举的。因此，应理解的是，例示的和上面提及的几何形状不是可采用的形状的限制。与孔的精确形状无关，预期开孔的截面形状可遍及孔的长度保持不变或可随长度而变化。此外，如图所示，排放孔70可成角度地延伸穿过涡轮翼型件40，以增强冷却空气的通过孔逸出到热气体路径中的趋向。调节排放孔70的角度指以以下方式对准排放孔:将从孔出来的冷却流与流动越过翼型件吸力表面的热气体平稳地混合。典型地，这包括以以下定向调节排放孔70的角度:将排放孔入口 72配置为当与排放孔出口 74的接近度比较时，更接近前缘52。换言之，排放孔70从入口至出口朝后缘55成角度。然而，预期备选的角度调节。例如，排放孔70可从入口至出口朝前缘52成角度。此外，排放孔70可径向地成角度。例如，排放孔70可从根部部分44至末梢部分46成角度，或反之从入口至出口成角度。
[0045]有利地，非圆形冷却通道和与冷却通道相关的排放孔的组合避免了以下需求:增加供应压力以确保穿过涡轮翼型件充分地传送冷却空气。此外，本文中描述的实施例避免了以下需求:重新设计整体涡轮翼型件几何形状，从而维持应用(诸如燃气涡轮发动机)内的涡轮翼型件的空气动力性能。
[0046]虽然已结合仅有限数量的实施例详细地说明了本发明，但应该容易明白，本发明不限于此种公开的实施例。相反，本发明可修改以并入至今未说明但与本发明的精神和范围相称的任何数量的变更、改造、置换或等同布置。此外，虽然已说明了本发明的各种实施例，但应该理解，本发明的方面可包括所说明的实施例中的仅一些。因此，本发明不被看作由前述说明所限制，而是仅由所附权利要求的范围限制。
【主权项】
1.一种涡轮翼型件，其包括: 前缘； 后缘； 根部； 末梢； 压力侧壁，其在所述前缘与所述后缘之间且在所述根部与所述末梢之间延伸； 吸力侧壁，其在所述前缘与所述后缘之间且在所述根部与所述末梢之间延伸； 非圆形冷却通道，其由所述涡轮翼型件限定且从所述根部径向地延伸至所述末梢，所述非圆形冷却通道将冷却空气传送至在所述末梢中形成的出口孔;和 排放孔，其由所述涡轮翼型件限定且从所述非圆形冷却通道延伸至所述吸力侧壁，所述排放孔径向地位于所述根部与所述末梢之间。2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，还包括多个排放孔，所述多个排放孔由所述涡轮翼型件限定，所述多个排放孔中的各个在所述非圆形冷却通道与所述吸力侧壁之间延伸。3.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其中，所述非圆形冷却通道包括沿其整个长度的非圆形几何形状。4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其中，所述排放孔包括排放孔入口和排放孔出口，所述排放孔成角度以相对于到所述末梢的排放孔入口接近度，将所述排放孔出口配置为更接近所述末梢。5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其中，所述排放孔包括排放孔入口和排放孔出口，所述排放孔成角度以相对于到所述末梢的排放孔出口接近度，将所述排放孔入口配置为更接近所述末梢。6.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其中，所述排放孔定位为与到所述根部相比更接近所述末梢。7.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，还包括圆形冷却通道，所述圆形冷却通道由所述涡轮翼型件限定且从所述根部径向地延伸至所述末梢，所述圆形冷却通道穿过所述涡轮翼型件径向地传送冷却空气。8.根据权利要求7所述的涡轮翼型件，其中，所述非圆形冷却通道定位为相对于到所述前缘的圆形冷却通道接近度而更接近所述前缘。9.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，还包括多个非圆形冷却通道，所述多个非圆形冷却通道中的各个包括流体地联接至其的至少一个排放孔。10.根据权利要求1所述的涡轮翼型件，其中，所述涡轮翼型件配置在燃气涡轮发动机中。
【文档编号】F01D9/02GK106050317SQ201610226372
【公开日】2016年10月26日
【申请日】2016年4月13日 公开号201610226372.5, CN 106050317 A, CN 106050317A, CN 201610226372, CN-A-106050317, CN106050317 A, CN106050317A, CN201610226372, CN201610226372.5
【发明人】张修章, S.杜塔, G.M.伊策尔
【申请人】通用电气公司