具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件制造技术

一种涡轮翼型件(10)，其包括冲击结构(26A、26B)，该冲击结构包括定位在翼型件本体(12)的内部部分(11)中的中空长形主体(28)。主体(28)在纵长方向上沿着径向方向延伸，并且主体内限定了接纳冷却流体(60)的冷却剂腔室(64)。主体(28)与翼型件本体(12)的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)间隔开并且可以与翼型件梢部(52)间隔开，以在其间限定相应的通路(72、74、77)。穿过主体(28)形成有多个冲击开口(25)，多个冲击开口将冷却剂腔室(64)与相应的通路(72、74、77)中的一个或更多个通路连接。冲击开口(25)将在冷却剂腔室(64)中流动的冷却流体(60)引导成冲击压力侧壁(16)和/或吸力侧壁(18)和/或翼型件梢部(52)。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件
本专利技术总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及内部冷却式涡轮翼型件。
技术介绍
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，然后在燃烧器部段中与燃料混合并燃烧，以产生热的燃烧气体。热的燃烧气体在发动机的涡轮部段内膨胀，在该涡轮部段中，能量被提取以向压缩机部段提供动力并产生有用功，从而使得发电机转动而产生电力。热的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静止的翼型件、即轮叶，其后续接的是一排旋转的翼型件、即涡轮叶片，其中涡轮叶片从热的燃烧气体提取能量以用于提供输出动力。由于翼型件、即轮叶和涡轮叶片直接暴露于热的燃烧气体，因此它们通常设置有内部冷却通道，这些冷却通道将冷却流体比如压缩机引气引导通过翼型件。一种类型的翼型件从翼型件的根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对的压力侧壁和吸力侧壁，相对的压力侧壁和吸力侧壁在翼展方向上沿着径向方向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于压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且可以将冷却流体沿径向方向引导通过翼型件。冷却通道将热从压力侧壁和吸力侧壁去除，并且由此避免这些部件的过热。
技术实现思路
简言之，本专利技术的方面提供了一种具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件。本专利技术的实施方式提供了一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包括大致中空的翼型件本体，该大致中空的翼型件本体由在翼展方向上沿着径向方向延伸的外壁形成。外壁包括在前缘和后缘处被接合的压力侧壁和吸力侧壁。在压力侧壁与吸力侧壁之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线。根据本专利技术的第一方面，涡轮翼型件包括冲击结构，该冲击结构包括定位在翼型件本体的内部部分中并在纵长方向上沿着径向方向延伸的中空的长形的主体。主体内限定了接纳冷却流体的冷却剂腔室。主体与压力侧壁和吸力侧壁间隔开，使得：在主体与压力侧壁之间限定第一近壁通路，并且在主体与吸力侧壁之间限定第二近壁通路。穿过主体形成有多个冲击开口，所述多个冲击开口将冷却剂腔室与第一近壁通路和第二近壁通路连接。冲击开口将在冷却剂腔室中流动的冷却流体引导成冲击压力侧壁和/或吸力侧壁。根据本专利技术的第二方面，涡轮翼型件设置有冲击结构，该冲击结构包括定位在翼型件本体的内部部分中并在纵长方向上沿着径向方向延伸的中空的长形的主体。主体内限定了接纳冷却流体的冷却剂腔室。主体与压力侧壁、吸力侧壁和翼型件梢部间隔开，使得：在主体与压力侧壁之间限定第一近壁通路，在主体与吸力侧壁之间限定第二近壁通路，并且在主体与翼型件梢部之间限定梢部冷却通路。穿过主体形成有多个冲击开口，所述多个冲击开口将冷却剂腔室与第一近壁通路、第二近壁通路和梢部冷却通路连接，以用于将在冷却剂腔室中流动的冷却流体引导成冲击压力侧壁和/或吸力侧壁和/或翼型件梢部。附图说明借助附图更详细地示出了本专利技术。附图示出了优选的构型并且不限制本专利技术的范围。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是图示了本专利技术的方面的沿着图1的截面II-II穿过涡轮翼型件的截面图；图3是沿着图2的截面III-III的示意性侧视截面图；以及图4是沿着图2的截面IV-IV的示意性截面图。具体实施方式在以下对优选实施方式的详细描述中，参照了形成该优选实施方式的一部分的附图，并且在附图中通过说明的方式而非限制的方式示出了本专利技术可以被实践的具体实施方式。在附图中，相似的附图标记表示相似或大致类似的元件。本专利技术的方面涉及一种内部冷却式涡轮翼型件。在燃气涡轮发动机中，供给至涡轮翼型件中的内部冷却通路的冷却剂通常包括从压缩机部段转移的空气。在许多涡轮翼型件中，冷却通路在翼型件内于压力侧壁与吸力侧壁之间延伸并且可以将冷却剂空气沿交替的径向方向引导通过翼型件，以形成蛇形冷却路径。为了使从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气的体积最小化，基于热传递速率实现高的冷却效率是重要的设计考虑因素。由于可利用的冷却剂空气减少，因此冷却翼型件可能会变得非常困难。例如，除了能够将较少的热带离翼型件之外，较少的冷却剂流还可能使得难以产生足够高的内部马赫数来满足冷却要求。解决该问题的一种方式是减小径向冷却通路的通流截面，从而使冷却剂流从翼型件的中央朝向热的压力侧壁和吸力侧壁移位。本专利技术的专利技术人已经注意到，在蛇形冷却方案中，当冷却剂保持在翼型件内相当长的时间时，冷却剂可能会升温。对于此原因，特别是对于较少的冷却剂流的情况，可能对翼型件的外壁上的热障涂层(TBC)有严重依赖。在TBC破裂的情况下，冷却剂的升温可能进一步增强，这可能对下游的蛇形通路产生不利影响。图1至图4中图示的本专利技术的实施方式提供了一种具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件，该内部冲击冷却特征件即便不替换上面提及的蛇形冷却方案的全部也例如可以替换该蛇形冷却方案的至少一部分。使用冲击冷却特征件不仅提供了更高的局部热传递系数，而且由于其根本性质而减小了冷却剂必须在翼型件内行进的距离，由此可以缓解上面指出的状况中的一个或更多个状况。特别地，所图示的实施方式提供了一种创造性的冲击结构，该冲击结构向需要最大程度冷却的区域、即压力侧壁和吸力侧壁提供针对性的冲击冷却，由此提供了冷却剂空气的高效使用。所图示的实施方式还使得相对于蛇形设计可以增大热传递系数，以潜在地允许外壁上的较薄的TBC。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叶片。然而应当指出的是，本专利技术的方面可以附加地结合到燃气涡轮发动机中的静止的轮叶中。涡轮翼型件10可以包括由适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用的外壁14形成的大致长形的中空翼型件本体12。外壁14在翼展方向上沿着涡轮发动机的径向方向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和后缘22处被接合。如所图示的，大致长形的中空翼型件本体12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)。大致中空的翼型件本体12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，涡轮翼型件10可以是静止的涡轮轮叶，该静止的涡轮轮叶具有联接至涡轮发动机的涡轮部段的内径部的径向内端面以及联接至涡轮发动机的涡轮部段的外径部的径向外端面。如本领域技术人员已知的，可以在涡轮翼型件10的暴露于热气体的外表面上设置热障涂层(TBC)。参照图2，在压力侧壁16与吸力侧壁18之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线30。如所图示的，大致中空的长形翼型件本体12包括内部部分11，在内部部分11内定位有沿弦向、即沿着弦向轴线30间隔开的多个分隔壁24。分隔壁24径向地延伸，并且还线状地延伸经过弦向轴线30而连接压力侧壁16和吸力侧壁18，以限定形成内部冷却通路的径向腔室41至47。来自压缩机部段(未示出)的冷却流体比如空气流动通过内部冷却通路41至47，并且经由分别沿着前缘20和后缘22定位的排放孔27和29离开翼型件本体12。排放孔27提供沿着前缘20的膜冷却(参见图1)。尽管附图中未示出，但可以在包括压力侧壁16、吸力侧壁18、前缘20和翼型件梢部52上的任何位置在内的本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮翼型件(10)，包括：大致中空的翼型件本体(12)，所述大致中空的翼型件本体(12)由在翼展方向上沿着径向方向延伸的外壁(14)形成，所述外壁(14)包括在前缘(20)和后缘(22)处被接合的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)，其中，在所述压力侧壁(16)与所述吸力侧壁(18)之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线(30)，以及冲击结构(26A、26B)，所述冲击结构(26A、26B)包括定位在所述翼型件本体(12)的内部部分(11)中并在纵长方向上沿着所述径向方向延伸的中空的长形的主体(28)，所述主体(28)内限定了接纳冷却流体(60)的冷却剂腔室(64)，其中，所述主体(28)与所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)间隔开，使得：在所述主体(28)与所述压力侧壁(16)之间限定第一近壁通路(72)，并且在所述主体(28)与所述吸力侧壁(18)之间限定第二近壁通路(74)，并且其中，穿过所述主体(28)形成有多个冲击开口(25)，所述多个冲击开口(25)将所述冷却剂腔室(64)与所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)连接，以用于将在所述冷却剂腔室(64)中流动的冷却流体(60)引导成冲击所述压力侧壁(16)和/或所述吸力侧壁(18)。...

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种涡轮翼型件(10)，包括：大致中空的翼型件本体(12)，所述大致中空的翼型件本体(12)由在翼展方向上沿着径向方向延伸的外壁(14)形成，所述外壁(14)包括在前缘(20)和后缘(22)处被接合的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)，其中，在所述压力侧壁(16)与所述吸力侧壁(18)之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线(30)，以及冲击结构(26A、26B)，所述冲击结构(26A、26B)包括定位在所述翼型件本体(12)的内部部分(11)中并在纵长方向上沿着所述径向方向延伸的中空的长形的主体(28)，所述主体(28)内限定了接纳冷却流体(60)的冷却剂腔室(64)，其中，所述主体(28)与所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)间隔开，使得：在所述主体(28)与所述压力侧壁(16)之间限定第一近壁通路(72)，并且在所述主体(28)与所述吸力侧壁(18)之间限定第二近壁通路(74)，并且其中，穿过所述主体(28)形成有多个冲击开口(25)，所述多个冲击开口(25)将所述冷却剂腔室(64)与所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)连接，以用于将在所述冷却剂腔室(64)中流动的冷却流体(60)引导成冲击所述压力侧壁(16)和/或所述吸力侧壁(18)。2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冷却剂腔室(64)在第一端部(36)与第二端部(38)之间径向地延伸，其中，所述第一端部(36)是敞开的，从而连接至所述翼型件本体(12)外部的冷却流体供给，并且在所述第二端部(38)处设置有梢部盖(39)。3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一端部(36)位于所述翼型件(10)的根部部分(56)处。4.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第二端部(38)位于所述翼型件本体(12)的所述内部部分(11)中并且在未到达所述翼型件本体(12)的径向外梢部(52)处终止。5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)沿着所述弦向轴线(30)间隔开。6.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)沿着所述径向方向间隔开。7.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)布置成沿着所述弦向方向和所述径向方向延伸的阵列。8.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)包括：第一侧壁(82)和第二侧壁(84)，所述第一侧壁(82)和所述第二侧壁(84)分别面向所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)，以及前端壁(86)和后端壁(88)，所述前端壁(86)和所述后端壁(88)在所述第一侧壁(82)与所述第二侧壁(84)之间延伸，其中，所述冲击开口(25)布置在所述第一侧壁(82)和/或所述第二侧壁(84)上。9.根据权利要求8所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述主体(28)的所述第一侧壁(82)大致平行于所述压力侧壁(16)，并且所述主体(28)的所述第二侧壁(84)大致平行于所述吸力侧壁(18)。10.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击开口(25)定向成使得所述冲击开口(25)各自的轴线与所述压力侧壁(16)或所述吸力侧壁(18)相交。11.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)中的每一者均具有大致平行于所述弦向轴线(30)的长形尺寸，所述第一近壁通路(72)和所述第二近壁通路(74)定位在所述弦向轴线(30)的相反两侧。12.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冲击结构(26A、26B)定位在一对相邻的分隔壁(24)之间，所述一对相邻的分隔壁(24)径向地延伸并且还延伸经过所述弦向轴线(30)而连接所述压力侧壁(16)和所述吸力侧壁(18)，其中，在所述主体(28)与所述相邻的分隔壁(24)中的每个分隔壁之间均限定相应的中...

【专利技术属性】
技术研发人员：扬·H·马尔什，保罗·A·桑德斯，
申请(专利权)人：西门子公司，
类型：发明
国别省市：德国,DE