專利名稱：圖案化冷卻的渦輪機翼型部的制作方法
技術領域：
本發明總體上涉及燃氣渦輪機，更具體地說，本發明涉及其中的渦輪轉子葉片。
背景技術：
在燃氣渦輪機中，空氣在壓縮機中被壓縮并且在燃燒室中與燃料混合以產生熱的燃燒用氣體。高壓渦輪(HPT)位于燃燒室后并且從燃燒用氣體中獲取能量以給壓縮機提供動力。低壓渦輪(LPT)在HPT后并且從燃燒用氣體中獲取額外的能量，從而在飛機渦扇發動機應用中給上游風扇提供動力，或者在船舶和工業應用中給外部驅動軸提供動力。
渦輪機分級設置，并且包括具有將燃燒用氣體直接導入渦輪轉子葉片的相應排中的一排翼片的靜止的渦輪噴嘴。每個翼片都具有翼型部構型，所述翼型部構型在內環帶和外環帶之間的翼展上徑向延伸，所述內環帶和外環帶限定燃燒用氣體的邊界。
每個渦輪葉片都包括一翼型部，所述翼型部從根部開始在翼展上徑向延伸，所述根部位于與之成為整體的平臺上，而平臺從與之成為整體的支承榫接部上延伸，從而把葉片安裝到支承轉子盤外周上的相應支承榫接部槽里。所述平臺限定著燃燒用氣體的內邊界，翼型部的徑向外端部和與之鄰近的外圍渦輪機護罩隔離開，所述護罩限定著燃燒用氣體的外邊界。
每個渦輪機級的翼片和葉片的相應翼型部都具有大體上凹形的壓力側壁和大體上凸形的吸力側壁，壓力側壁和吸力側壁在彼此相反的前緣和后緣之間的翼弦上軸向延伸，從而在工作期間有效地改變燃燒用氣體的方向并從中獲取能量。由于翼型部的兩個相反側面具有不同的形狀，因此影響了兩個側面上的不同的速度和壓力分布，相應地，燃燒用氣體在兩個側面上形成的熱負荷也不同，所述熱負荷具有非常復雜的三維(3D)分布。
第一級渦輪噴嘴和葉片首先接受來自燃燒器的燃燒用氣體，因此在各種渦輪機級中具有最大的熱負荷。因此，翼片和葉片通常都按照現有技術由超耐熱合金鑄造而成，從而在工作期間的高溫狀態下具有增強的強度，因此使設備的使用壽命最大化。
翼片和葉片翼型部是中空的，并在其中包括相應的內部冷卻回路，所述內部冷卻回路接受來自壓縮機的一部分壓縮空氣，從而在工作期間進行冷卻。所述內部冷卻回路通常包括多個徑向通道，所述徑向通道被相應的徑向隔板所限定，所述徑向隔板橋接翼型部的壓力側和吸力側，所述壓力側和吸力側通常包括橫向穿過壓力側和吸力側而延伸的徑向的薄膜式冷卻孔排或冷卻孔列。
為了從根部到頂端、從前緣到后緣之間、以及對在翼型部的彼此相反的壓力側和吸力側上具體定位，典型定制了具有各種構型的冷卻孔。例如，翼型部的前緣首先接受熱的燃燒用氣體，翼型部的前緣通常具有多個噴頭孔列和散熱孔(gill hole)列，用于提供穿過側壁的對流冷卻以及來自排出的冷卻空氣的外部薄膜冷卻。
壓力側和吸力側通常還包括額外的薄膜冷卻孔列，當冷卻空氣朝著后緣向下游流動時，所述額外的薄膜冷卻孔列用于使冷卻空氣的外薄膜再生(re-energizing)。
典型的薄膜冷卻孔是圓柱形的，并穿過翼型部的側壁被適當地鉆孔，所述鉆孔具有一個淺的傾斜角度，因此在翼型部的內側形成一橢圓形進氣口，而且在翼型部的外表面上形成橢圓形的排氣口。穿過薄膜冷卻孔被排出的冷卻空氣形成一小的噴射流，從而在冷卻孔的下游形成一個薄的薄膜，從而在翼型部外側形成了一個空氣隔熱層。孔列的各個孔具有很近的間隔或間距，從而保持冷卻薄膜在橫向上的連續性。
每個翼型部的后緣可以具有專門的冷卻孔列，所述冷卻孔列設置在沿壓力側和吸力側之間的后緣上，或沿著在后緣上游的翼型部壓力側而設置，從而為薄的后緣提供專門的冷卻。
在工作期間，由于渦輪葉片在支承轉子盤的外周上轉動，因此葉片實際上承受著離心力的作用，該離心力又把產生的離心應力施加到葉片上，當燃燒用氣體通常沿軸向向下游流過渦輪翼型部時，所述燃燒用氣體實際上承受著徑向力。因此，轉動的渦輪翼型部實際上承受的燃燒用氣體的速度和壓力分布與靜止的噴嘴翼片不同并且與之相反。
特別地，葉片頂端處于燃燒用氣體之中，燃燒用氣體不僅沿著壓力側和吸力側分布，而且，當燃燒用氣體泄漏流過翼型部頂端與圍繞渦輪機的護罩之間具有小間隙時，燃燒用氣體就沿著徑向外邊緣分布。翼型部頂端通常包括壓力側壁和吸力側壁的小型徑向延伸物，所述小型徑向延伸物限定出的發聲肋(squealer rib)從把葉片的內部冷卻回路封閉起來的頂端板面開始沿徑向向外延伸。
頂端板面通常包括額外的冷卻孔，用于把冷卻空氣排放到小的頂端空腔內，所述頂端空腔被外圍的發聲肋所限定。另外，翼型部的壓力側可以包括直接位于發聲肋下方的另一排薄膜冷卻孔，用于局部性地冷卻翼型部頂端本身。
通常的渦輪機翼片和葉片具有相應的翼型部構型，所述翼型部構型的寬度從前緣開始向著下游逐漸增大，在鄰近前緣的附近增大到最大厚度，然后其厚度向著薄的后緣收斂并變窄。在翼片和葉片的不同構型中，翼型部還在其內部端和外部端之間的徑向翼展上延伸。
相應地，從環形燃燒室排出的燃燒用氣體具有溫度峰值中央偏置的特點，并且溫度的相應分布和形狀因素也在周向和徑向上變化。因此，燃燒用氣體給渦輪機翼片和葉片帶來三維分布的不同熱負荷，其中熱負荷還受到渦輪葉片轉動的額外影響。
因此，現有技術中對渦輪機翼片和葉片的冷卻都是關于翼片和葉片冷卻的不同構型。翼型部的內部冷卻回路具有大量的構型以便對有限的冷卻空氣進行分配從而使翼型部的不同部件具有最大的冷卻效果。
必須利用由壓縮機提供的盡可能少的空氣來冷卻葉片，因為所提供的空氣會相應地降低渦輪機的性能和效率。但是，翼型部在經受不希望出現的熱損壞之前必須得到足夠的冷卻，從而獲得長的使用壽命。
為了對付翼型部不同部分上相應分布的燃燒用氣體的熱負荷，對翼型部的不同部分進行冷卻，渦輪翼型部上的各種冷卻孔也具有無數的構型和分布方式。例如，通常的薄膜冷卻孔是相對簡單的、傾斜的圓柱形孔，這種孔可以通過激光鉆孔方式經濟地形成。
但是，圓柱形孔會排出消耗的冷卻空氣的射流，該射流易于受到外部燃燒用氣體的變化的壓差的影響。各個薄膜冷卻孔必須具有合適的回流限度，以防止燃燒用氣體回流到翼型部內，但是所述的回流限度不能過度，否則排出的射流將從外表面上隔離開并降低薄膜冷卻的效率。
因此，一種更復雜的薄膜式冷卻孔具有用于使排出的冷卻空氣擴散的散流式構型，可以降低射流的速度并提高薄膜冷卻效果。一般的散流式薄膜冷卻孔通常需要具有相應形狀的電極來進行放電加工(EDM)，因此會顯著地增大制造工時和成本。
因此，如果可能的話，人們會盡量避免使用散流式薄膜冷卻孔，但是為了提高冷卻效果時，散流式薄膜冷卻孔通常應用在隔離開的孔列上。因此在研發過程中，葉片設計者發現，分散的散流式孔可以與渦輪翼型部上其他類型的專用冷卻孔一起工作。
現代燃氣輪機的渦輪翼型部設計技術是相當成熟和完善的，在開發現代渦輪翼型部時，給設計者提供了很多的選擇，但是渦輪機級的工作環境很惡劣，其中為了提高渦輪機效率甚至也要提高燃燒用氣體的溫度。對于設計者來說通常面對的兩難選擇是，一方面是用具有最簡單的構型的最少的冷卻孔使壓縮機提供的最少的空氣量來為渦輪翼型部的不同部件進行冷卻并獲得可以接受的冷卻效果，另一方面又要使翼型部的壽命最大化。
現代的燃氣輪機已經從持續發展的渦輪翼型部冷卻技術中獲益頗多，但是其持續改進之處都是小而有用的改變。現代的渦輪翼型部可以達到數千小時的數年的工作時間，這是經受不期望的熱損壞和需要更換之前的明顯夠長的服務期限。
例如，現代渦扇發動機已經在美國和其它國家有著幾十年成功的商業應用，用于為商用飛機的飛行提供動力。在這個示例性的渦扇發動機中的第一級渦輪轉子葉片已經隨著發動機技術的發展而被持續地研發，其本身也可以經過數年、數千小時的服務期限而不出現熱損壞。
但是，在被延長的服務期限內，實際運行中渦輪葉片的這種長的使用壽命已經導致在長壽命結束時會發現局部的熱損壞。這種原始的渦輪葉片已經在美國和海外被公開使用和銷售了許多年，因此有必要對其進行進一步的改進，這將在下文中論述。
因此，希望提供一種具有改進的冷卻效果的渦輪翼型部，以便解決這種最近發現的熱損壞并進一步延長翼型部的使用壽命。
發明內容
一種中空的渦輪機翼型部，包括壓力側壁和吸力側壁，所述壓力側壁和吸力側壁在根部和頂端之間的翼展上延伸以及在彼此相反的前緣和后緣之間的翼弦上延伸。所述壓力側壁包括第一孔的第一圖案和第二孔的第二圖案，所述第二孔不同于所述第一孔，所述第一孔的第一圖案分布在翼展和翼弦的較大區域上，而所述第二孔的第二圖案分布在翼展和翼弦的較小區域上，所述的較小區域位于翼型部的頂端和中部翼展之間的壓力側壁上。
通過如下的詳細說明并結合附圖，將具體地描述本發明優選的和示例性的實施例及其目的和優點，這些附圖是圖1是示例性的第一級渦輪轉子葉片的立體正視圖。
圖2是穿過圖1所示葉片的正視截面圖。
圖3是圖1所示翼型部外部部分的放大的局部截面圖。
圖4是沿圖3所示翼型部的線4-4的徑向截面立體圖。
圖5是沿圖3所示翼型部的線5-5的橫向正視截面立體圖。
具體實施例方式
圖1所示是用于燃氣輪機的示例性的第一級渦輪轉子葉片10。該葉片包括翼型部12，平臺14，支承榫接部16，它們通過鑄造的方式形成一個整體結構。所述平臺限定了上游的燃燒器(未示出)產生的熱燃燒用氣體18的徑向內邊界，在工作期間，所述熱燃燒用氣體流過翼型部12的軸向下游。
翼型部12的中空結構用于接受穿過相應進氣口的冷卻用空氣冷卻劑20，從而在工作期間可以冷卻葉片，所述進氣口位于支承榫接部16的底部。在支承轉子盤(未示出)的外周上，支承榫接部16設有與相應的榫形槽匹配的支承凸角或凸起部，在渦輪機內，所述葉片從所述支承轉子盤外周沿徑向向外延伸。
轉子盤包括一整排或一部分(complement)葉片10，以便從燃燒用氣體中獲取能量而驅動轉子盤轉動，進而給產生壓縮的冷卻空氣20的渦輪機的壓縮機(未示出)提供動力。壓縮機中大部分的壓縮空氣與燃料在燃燒器中混合，從而產生熱燃燒用氣體18，而壓縮空氣的一小部分被從壓縮機中排出，用于冷卻渦輪機葉片排。
翼型部12包括大體上凹形的壓力側壁22和大體上凸形的吸力側壁24，壓力側壁22與吸力側壁24在周向上相反，壓力側壁22與吸力側壁24沿徑向或縱向翼展從徑向內根部26延伸到徑向外端部28，其中徑向內根部26是翼型部距離平臺14最近的一端，而徑向外端部28處于與該最近一端相反的翼型部遠端。所述兩個側壁22、24還在相反的前緣和后緣30、32之間沿翼弦軸向延伸。
圖2所示是圖1中中空的葉片的剖面圖，其包括用于引入壓縮空氣冷卻劑20的內部冷卻回路34，在工作期間，該回路沿徑向向外穿過葉片。翼型部的兩個側壁在前緣和后緣之間沿周向或橫向方向被間隔開，并通過多個在翼弦上間隔開的內部隔板或橋部36連接起來，所述內部隔板或橋部在翼展上沿徑向延伸，從而限定出冷卻回路34的相應通道1-8。
圖1示出了壓力側壁22的全部，而圖3示出了其徑向外部部分的放大圖。壓力側壁包括第一冷卻孔38的第一二維(2D)分布和補充性的第二冷卻孔40的第二二維分布，第二冷卻孔橫向穿過壓力側壁而延伸，第二冷卻孔與內部冷卻回路34流體連通，從而在工作期間從孔中排出冷卻劑20。
第一孔38的第一圖案沿縱向分布在平臺14處的翼型部根部26和翼型部的至少中部之間。第一圖案還沿軸向翼弦分布在相反的前緣和后緣30、32之間，并在壓力側壁的大部分外表面區域上提供了二維分布。
因此，第二冷卻孔40的第二圖案與第一圖案不同，第二冷卻孔40的第二圖案分布在翼型部中部和遠端部28之間的翼展和翼弦上，而且分布在壓力側壁的一小部分外表面區域上，與第一圖案相比，第二圖案被更優先地設置。
多個第一孔和第二孔38、40是薄膜冷卻孔的不同形式，它們被戰略性地分布在壓力側壁的翼展和翼弦上，從而提高薄膜冷卻效果，由于在多年的商業實踐中這種類型的渦輪葉片得到廣泛地應用，上述分布還可以在原始的葉片上定位出現熱損壞的位置。
第一孔38優選為直圓柱形薄膜冷卻孔，其可以快速和經濟地通過傳統的激光鉆孔來制造。
相反，第二冷卻孔40優選為更復雜的散流孔，其流通面積在進口和出口之間分散或增大。可以利用與孔的分散構型相匹配的相應的EDM電極來形成第二孔40，相應地，這樣做增加了制造工時和成本。
但是，可以通過限制第二孔的數量來限制增加的制造工時和成本，這些第二孔具體位于翼型部頂端附近，用于在出現熱損壞的特定區域局部地提高冷卻效果。
如圖3所示，第二孔40的圖案優選設置在壓力側壁22的前緣和后緣30、32之間，并處于第一孔38的圖案的至少外部部分內部或內側。第二孔40的圖案是離散的，并與第一孔38隔離開，并且第二孔40的圖案不與任何單獨的孔相混合。
相應地，第一孔38的圖案在橫向上沿著四個側邊環繞著第二孔40的圖案的外周，這四個側邊包括前緣30、后緣32、頂端28和翼型部的中部區域。通過這種方式，翼型部的壓力側壁和吸力側壁上暴露的大多數冷卻孔可以是相對廉價的圓柱形薄膜冷卻孔，它們按照傳統的方式布置，從而具有傳統的性能。
例如，圖1中所示基本的渦輪葉片10是前面背景技術部分中所述示例性的原始的(parent)渦輪葉片的一個代表，所述原始的渦輪葉片在美國和其他國家已經有著多年的商業應用，但是在此公開的本發明要對其進行改進，通過定位出現的熱損壞而延長其使用壽命。
第二孔40的圖案對于葉片來說是全新的，其將取代先前已經在原始的渦輪葉片上有著多年商業應用的額外的圓柱形薄膜冷卻孔。新的第二孔40的圖案被具體地定位和構造，并且在與第一孔38鄰近的位置改變第一孔38的第一圖案，這將在后面進一步描述。
因此，如果沒有把第二孔40的第二圖案引入渦輪葉片，那么葉片將具有傳統的完整性，這種原始的葉片在美國和海外市場已經有了多年成功的商業應用。
第一圖案中的圓柱形第一孔38包括圍繞翼型部的前緣30的傳統噴頭孔列，其用于對該位置進行冷卻。第一圖案還包括沿著第二圖案后的后緣的壓力側壁上第一孔的額外的孔列。在第二孔40的圖案下方也能找到第一孔的額外孔列，第二孔的圖案朝著平臺向內延伸，但停止在不需要第二孔的前緣和后緣之間的不同的高度位置。
另外，第一孔38也沿著翼型部頂端28向外或在第二孔40的圖案上方在軸向或翼弦方向上延伸。第一孔38的這一排孔給翼型部壓力側上的小型發聲肋提供專門的冷卻，所述發聲肋從頂端板面向外延伸，并限定著內部冷卻回路34的頂部的邊界。
如圖1和2所示的頂端板面可以包括額外的冷卻孔，所述額外的冷卻孔從頂端板面垂直延伸，并接受來自翼型部內部的一部分冷卻空氣，使其進入頂部空腔，從而給翼型部頂端和發聲肋提供了額外的冷卻。
翼型部的吸力側可以具有任何傳統的冷卻孔的圖案，例如像前面描述的原始葉片那樣。而且，后緣32包括一排傳統的圓柱形冷卻孔，所述冷卻孔穿過后緣而軸向延伸，并在壓力側壁和吸力側壁之間的后緣停止延伸。
圖3所示第二孔40的第二圖案表示原始葉片上出現熱損壞的區域。例如，在緊接著圖示冷卻孔的第二圖案之后，可以在原始的第一圖案處觀察到熱損壞。另外，在此之前，在新的第二圖案的自身區域內，也可以觀察到額外的熱損壞。
因此，第二孔40的圖案現在被引到壓力側壁上，以取代圓柱形孔的原始的第一圖案的一小部分，從而在翼展的大約上部的25％的范圍內提高翼型部壓力側的冷卻效果。
相應地，本發明改進的渦輪葉片的一個目的是提高上述原始葉片中出現熱損壞的區域的局部冷卻效果，而不降低翼型部的其余部分的冷卻效果，并且不增大或不顯著增大壓縮機提供的冷卻渦輪葉片用的空氣總量。
應當認識到，在整個渦輪葉片上額外補充的全部冷卻孔都通過支承榫接部接受來自同一壓縮空氣源的壓縮空氣。因此，對每個渦輪葉片上有限的冷卻空氣量進行再分配可以影響整個葉片的冷卻效果。
如圖1所示，第一孔38中的大部分都被設置為多個垂直的孔排或列，它們在基本上直線排列的孔列上沿翼型部的翼展在翼弦方向平行地間隔開。相應地，新引入的第二孔40大部分被類似地設置為多個垂直的孔列，以及在相應于第一孔38的孔列、大多數基本上共線或直線排列的直線孔列上沿外部翼展在翼弦方向被平行地間隔開。
如圖2-4所示，翼型部上的各種冷卻孔都接受來自內部冷卻回路34的冷卻空氣。所述冷卻回路34本身可以具有任何傳統的構型，例如前面描述的原始葉片那樣。例如，冷卻回路包括多個徑向腿部或通道1-8，通道1-8在翼型部的根部26和頂端28之間的翼展上縱向延伸，并在前緣和后緣之間沿翼弦被縱向隔板36間隔和分離開。
如圖2所示，隔板36中的一些從翼型部的頂端板面朝著平臺徑向向內延伸，而另一些隔板從平臺朝著不到(just short of)頂端板面的位置徑向向外延伸。冷卻回路34穿過平臺和支承榫接部徑向向內延伸到支承榫接部底部的三個相應進氣口，所述進氣口平行地接受來自壓縮機的冷卻空氣20。
如圖4所示，對于原始的葉片，首先，從前緣30向后到接近第二隔板的最大厚度時，翼型部12的厚度T擴散或增大，然后在向后接近按照典型空氣動力學形狀的相對薄的后緣32時，其厚度變窄或收斂。冷卻回路34的八個通道按照從前緣到后緣的方向依次編號，其中翼型部的最大厚度在第三通道3附近。
如圖3和4所示，優選地，第二孔40的第二圖案從第三通道3的翼型部最大厚度或其附近開始，朝著后緣32沿軸向或翼弦方向終止于倒數第二個通道即通道7。
如圖2所示，內部冷卻回路34包括一對前部通道1、2，前部通道1、2設置在前緣30后面，用于進行冷卻。例如，插入前兩個通道之間的隔板包括一列沖擊孔，所述沖擊孔引導來自第二通道的冷卻劑，使其沖擊位于第一通道內的前緣內側，從而進行該位置的沖擊冷卻。第二通道具有位于支承榫接部底部的專用進氣口。
冷卻回路還包括多個中部通道3-7，中部通道3-7設置在前部通道1、2之后，并具有多路蛇形的構型。這五個通道3-7從第七通道7開始，在支承榫接部的底部具有一相應的進氣口，冷卻空氣被引導著從后緣朝著前緣通過五個蛇行腿部而終止于第三通道3。
后部通道8設置在中部通道3-7之后，但位于后緣32之前，后部通道8具有另一個位于支承榫接部底部的進氣口，用于引導冷卻空氣穿過一組后緣冷卻孔。
如上所述，內部冷卻回路34本身與傳統原始的葉片相比，提供了對有限的冷卻空氣的優選分配，使冷卻空氣穿過八個通道而流過翼型部的整個側壁。各種通道可以具有傳統的擾流器以提高熱傳遞，第八通道8具有許多橋接兩個側壁的圓柱形銷，用于增強薄的后緣的冷卻效果。
如上所述，頂端板面包括多個冷卻孔，這些冷卻孔把一部分內部冷卻空氣排入頂端空腔中。
如圖3和4所示，優選地，第二孔40的第二圖案從翼型部最大厚度處開始與第三流體通道3流體連通，其中第三通道是五路蛇形構型的最后一個腿部。
在優選實施例中，第二孔40的多個列被設置得與蛇形構型的相應流體通道3-7流體連通。通過這種方式，第二孔的不同列分別獨立地通過不同的蛇形通道3-7獲得冷卻空氣。
如圖3和4所示，第一孔38中的大多數孔都按照傳統方式橫向地傾斜設置在壓力側壁22上，其具有15到20度以上的淺的傾角，從而使由孔排出的薄膜冷卻空氣具有最大的冷卻效果，同時具有可接受的回流限度，并且減小薄膜從表面上離開或脫落的不希望發生的可能性。優選地，第一孔38是通過激光鉆孔形成的直的、圓柱形孔，將在冷卻回路內側沿著壓力側壁的內表面形成卵形或橢圓形的進氣口，在壓力側壁的外表面上將形成卵形或橢圓形的排氣口，這在各個附圖中都有清楚的顯示。
相應地，穿過壓力側壁22的第二孔40是類似的傾斜的，其在壓力側壁的內表面上具有較小的進氣口，在壓力側壁的外表面上具有較大的、擴散的排氣口。各個第二孔40可以具有任何能形成散流孔的傳統構型，通常，進氣口具有直的恒定的截面積，在通向排氣口的方向上流體截面積一直擴散或增大，直到壓力側壁的外表面為止。
進氣口可以根據需要是圓柱形或長方形，第二孔40的排氣口通常在小半角處對稱地擴散，從而在向下游的方向上增大流體截面積。所述擴散需要排氣口具有淺的擴散角度，從而使不期望的流體分離最小化或消除，從而使壓力增大的同時允許冷卻空氣的速度降低。
散流孔，例如第二孔40，其構型是傳統的和公知的，其可以提高薄膜冷卻，但是它們的成形更加復雜而且生產成本更高，例如通過EDM加工時就是如此。
但是，第二孔40被選擇性地引入到其他的傳統的渦輪葉片上，用于在翼型部的外部翼展上的壓力側上定位出現的熱損壞。因此，第二孔40的數量和位置是有限的，通常，第二孔取代在原始葉片上相應的圓柱形孔。
具體地說，如圖3所示的第二孔40的前五列孔取代原始葉片上已有的第一孔32的相應的五列的圓柱形孔。第二孔40的第一列被設置為與第三通道3流體連通，并與下方的第一孔38成直線對齊。包括四個第二孔40的第一列孔取代原有的五個圓柱形孔，所述第一列孔的進氣口直徑是大約15毫英寸(0.38mm)，用于類似地測量從中排出的空氣。
第二列孔也具有四個第二孔40，它們通過第四通道4被相應地供給冷卻空氣，并與下方的第一孔38成直線對齊。四個第二孔40取代原始葉片上的五個圓柱形孔，所述第二孔的進氣口直徑都是大約13毫英寸(0.33mm)，用于測量從中排出的空氣。
第二孔40的第三列通過第五通道5被供給冷卻空氣，并與下方的第一孔列38成直線對齊。包括四個第二孔40的第三列孔取代原有的六個圓柱形孔，所述第三列孔具有如前一列的孔那樣的普通直徑的進氣口。
類似地，第二孔40的第四列孔和第五列孔通過第六通道6和第七通道7被相應地供給冷卻空氣，并與第一孔38的相應列成直線對齊。第四列孔和第五列孔都包括四個第二孔40，類似地，每列孔都孔取代原始葉片上各個孔列的六個圓柱形孔，所述第四列孔和第五列孔具有與前面的孔列類似的進氣口直徑，用于測量冷卻劑流體。
考慮到散流孔40與圓柱形孔38相比提高的冷卻效果，以及兩者不同的流體特性，與原始葉片上相應的孔列的孔數相比，第二孔40的前五列孔的孔數被減少了。第二孔40的這些孔列的孔數的減少使得對具體的定位得以優化，所述定位是沿著翼展和翼弦進行的，而這些孔列總體上都與第一孔38相應的孔列對齊，上述這些孔列都是通過相應的通道3-7被供給冷卻空氣。
如圖3所示，較少數量的第二孔40的額外表面積還允許它們相應的孔列中的這些孔沿縱向位置交替或交錯，所述縱向位置沿著相鄰孔列之間的翼展分布。通過這種方式，每個孔列的第二孔40排放的薄膜冷卻空氣沿著翼型部的翼展橫向擴展，并朝著后緣向下游繼續擴展，從而提高孔40的第二圖案內的薄膜冷卻范圍和從所述下游到薄的后緣的薄膜冷卻范圍。
如圖1和3所示，在優選的實施例中，如同原始的葉片那樣，第一孔38的第一圖案像傳統的方式那樣是多方向的，因此在工作期間，當燃燒用氣體流線向下游流過轉動的葉片時，所述第一圖案的多方向分布能最好地與燃燒用氣體流線的局部方向相匹配。相反，第二孔40的第二圖案優選為單方向的，并優選為沿軸向下游方向。
如圖4和5所示，第一孔38主要沿翼展徑向傾斜，并具有沿翼弦軸向傾斜的小部件，用于復合所述傾斜，從而產生卵形的排氣口，該卵形排氣口的主軸沿徑向延伸。
相應地，第二孔40主要是傾斜的，或者如果有徑向的傾斜，則只沿翼弦方向基本上具有軸向的輕微傾斜。在一個可選的實施例中，如果對燃燒用氣體流線的具體分布來說有利于翼型部的冷卻，第二孔40可以具有復合的傾斜，這可以通過進一步的研究和試驗來確定。
如圖4和5所示，每個散流孔40都具有通常恒定的截面積的進氣口，其進氣口被內部冷卻回路供給冷卻空氣，每個散流孔40的出氣口沿翼型部的翼展橫向擴散，其后壁具有比進氣口的傾斜角度更淺的傾斜角度。通過這種方式，第二孔40使排出的冷卻空氣擴散并提供相對于翼型部外表面更淺的排氣角度，從而提高從排氣口向下游發散的空氣的薄膜冷卻效果。
由于圖3所示的渦輪翼型部是對原始葉片的改進，因此擴散的第二孔40不能直接替換具有不同構型的圓柱形第一孔38。如上所述，其中一個不同之處是第二孔40的孔數與原始葉片的圓柱形薄膜冷卻孔的孔數不同。另一個不同之處是第二孔40沿翼展的圖案位置和間距與相應的第一孔38的孔列不同。
另一個不同之處是對靠近翼型部的薄的后緣的第二孔40的引入。第二孔40的前四個孔列中的每一個被設置為與四個通道3-6分別對應的流體連通，前緣32之前的第二孔40的后兩個孔列除外，所述的后兩個孔列都與第七通道7流體連通。
如圖3所示，第二孔40的包括倒數第二個孔列的前五個孔列被設置在相應的第一孔38的孔列上方并與之在徑向上直線對齊，并且與五個通道3-7相應地流體連通。
但是，第二孔40的距后緣最近的最后一個孔列在一個新的或增加的孔排內有所補償，所述新的或增加的孔排在原始葉片上在第二孔40的最后一個孔列的前、后對應的第一孔38的兩個相鄰孔列之間的軸向或翼弦方向上沒有對應的部分。因此，第二孔40的第六列多引入了四個孔，所述多引入的四個孔具有與前面所述孔列相似的進氣口流體截面積，因此補償了由于圓柱形孔被散流孔替代引起的總孔數減少。
因此，二十八個圓柱形孔被從原始葉片中去除，并用二十四個散流孔替代，所述散流孔具有相匹配的進氣口測量面積，從而確保各個渦輪葉片利用的冷卻空氣總量基本相同。兩種類型的孔38、40具有不同的構型和不同的性能，并且以不同方式測量通過孔的冷卻空氣，但是用散流孔選擇性地替換圓柱形孔的做法可以提高翼型部上出現熱損壞的區域的冷卻效果，而不損害翼型部的其它部分的冷卻效果，并且不顯著改變各個渦輪葉片所需的冷卻空氣總量。
如圖3所示，由于第二孔40的后兩個孔列通過第七流體通道7被供給冷卻空氣，所以各個孔的布置可以在翼展和翼弦上被優化，從而可以在該局部區域具體定位出現的熱損壞。
相應地，在第二孔40的最后一個孔列之后立即設置的第一孔38的孔列也可以被改進以補充第二孔的相鄰分布。例如，緊隨著第二圖案的第一孔38的孔列沿著翼型部的翼展可以是非直線的，并且一個外部部分在第二圖案之后的翼展延伸到翼型部頂端，一個內部部分從第二圖案下方延伸到翼型部中間翼展的下方。然后，第一孔38的所述非直線孔列的外部和內部部分或節段可以在翼弦上被互相補償，所述補償的方式是兩個直的共線部分互相交錯開。
因此，圖1所示的渦輪轉子葉片也可以像傳統形式的原始葉片那樣具有長的使用壽命，只是在外部翼展上進行具體地局部改動，從而提高出現熱損壞的區域的冷卻效果，進而延長葉片的使用壽命。
本發明中改進的葉片可以用在新的渦輪機上，或者用做對已有渦輪機的改裝，本發明所利用的冷卻空氣總量與原有渦輪機基本上相同，只是改進性地對它們進行了重新分配。
盡管在此公開了本發明優選的和示例性的實施例，但是本領域技術人員可以容易地根據本發明的指教對它們作出另外的改進，因此，所有這些改進都被涵蓋在后面要求保護的權利要求的精神實質和范圍內。
因此，本發明要求保護的美國專利特許權在下面的權利要求書中進行了限定和表述。
部件列表1第一通道2第二通道3第三通道4第四通道5第五通道6第六通道7第七通道8第八通道10轉子葉片12翼型部14平臺16支承榫接部18燃燒用氣體20空氣冷卻劑22壓力側壁24吸力側壁26內根部28外頂端30前緣32后緣34冷卻回路36隔板38第一冷卻孔40第二冷卻孔
權利要求
1.一種渦輪轉子葉片(10)，包括整體的翼型部(12)，平臺(14)和支承榫接部(16)；以及所述翼型部(12)是中空的，并位于彼此相反的壓力側壁和吸力側壁(22，24)之間，所述壓力側壁(22)包括第一薄膜冷卻孔(38)的第一圖案和第二散流孔(40)的第二圖案，其中所述第一孔(38)不同于所述第二孔(40)，所述第一圖案不同于所述第二圖案，所述第一圖案分布在所述平臺(14)和所述翼型部的中部翼展之間的翼展上，并且分布在相反的前緣和后緣(30，32)之間的翼弦上，所述第二圖案分布在所述翼型部(12)的所述中部翼展和頂端(28)之間的翼展和翼弦上。
2.如權利要求1所述的葉片，其中所述第一孔(38)包括多個沿所述翼展的孔列；以及所述第二孔(40)包括多個基本上直線排列的孔列。
3.如權利要求2所述的葉片，其中所述內部冷卻回路(34)包括多個通道(1-8)，這些通道在所述根部(26)和頂端(28)之間的翼展上延伸，并沿著所述翼弦被間隔開；所述翼型部(12)首先從所述前緣(30)開始向后增大其厚度，一直增大到最大厚度，然后其厚度在向著薄的后緣(32)的方向上向后收斂，以及所述第二孔(40)的第二圖案在其中一個所述通道(3)的所述最大厚度附近開始，并在另一個所述通道(7)的所述后緣(32)前終止。
4.如權利要求3所述的葉片，其中所述第一孔(38)的大部分傾斜穿過所述壓力側壁(22)，并在所述壓力側壁(22)的外表面上具有橢圓形的排氣口；以及所述第二孔(40)傾斜穿過所述壓力側壁(22)，并在所述壓力側壁(22)的外表面上具有散流式的排氣口。
5.如權利要求4所述的葉片，其中所述孔列中的第二孔(40)沿著相鄰孔列之間的所述翼展的圖案位置是交替式的。
6.如權利要求5所述的葉片，其中所述第一孔(38)還包括沿所述前緣(30)朝著所述第二圖案的多個孔列，位于所述第二圖案后部沿著所述后緣(32)的多個孔列，以及沿著所述第二圖案外側的所述頂端(28)延伸的一排孔。
7.如權利要求5所述的葉片，其中所述第一孔(38)主要沿所述翼展傾斜，所述第二孔(40)主要沿所述翼弦傾斜。
8.如權利要求5所述的葉片，其中所述第一孔(38)的第一圖案是多方向的，所述第二孔(40)的第二圖案是單方向的。
9.如權利要求5所述的葉片，其中所述內部冷卻回路(34)包括設置在所述前緣(30)后面的一對前部通道(1，2)，用于進行該處的沖擊冷卻；設置在所述前部通道(1，2)后面的多個中部通道(3-7)，所述中部通道具有多路蛇形構型，所述第二孔(40)開始于所述中部通道；以及設置在所述中部通道(3-7)后面和所述后緣(32)前面的后部通道(8)。
10.如權利要求9所述的葉片，其中所述第二孔(40)的每個孔列被設置成與所述通道(3-6)中的每個分別流體連通，所述后緣(32)之前的最后兩個孔列除外，所述的最后兩個孔列都與所述通道(7)共同流體連通；以及所述第二孔(40)的倒數第二個孔列在所述第一孔(38)的相應孔列上方并與之成一直線，第二孔(40)的最后一個孔列在所述第一孔(38)的兩個相鄰孔列之間的翼弦上被偏移。
全文摘要
一種中空的渦輪機翼型部(12)，包括壓力側壁和吸力側壁(22，24)，所述壓力側壁和吸力側壁(22，24)在根部(26)和頂端(28)之間的翼展上延伸并且在彼此相反的前緣和后緣(30，32)之間的翼弦上延伸。所述壓力側壁(22)包括第一孔(38)的第一圖案和第二孔(40)的第二圖案，所述第二孔(40)不同于所述第一孔(38)，所述第一孔(38)的第一圖案分布在翼展和翼弦的較大區域上，而所述第二孔(40)的第二圖案分布在翼展和翼弦的較小區域上，所述的較小區域位于翼型部(12)的頂端(28)和中部翼展之間的壓力側壁(22)上。
文檔編號F01D5/18GK1970997SQ20061014954
公開日2007年5月30日 申請日期2006年8月31日 優先權日2005年8月31日
發明者N·C·帕爾默, K·L·柯肯, 李經邦 申請人:通用電氣公司