具有中間翼弦的分叉冷卻腔室的渦輪翼型冷卻系統的制作方法

本發明一般涉及渦輪葉片，并且更具體地涉及在中空渦輪葉片中的冷卻系統。

背景技術：

典型地，燃氣渦輪發動機包括用于壓縮空氣的壓縮機，用于將被壓縮空氣與燃料混合并點燃該混合物的燃燒室，以及用于產生功率的渦輪葉片組件。燃燒室通常在可能超過2,500華氏度的高溫下操作。典型的渦輪燃燒室構造將渦輪葉片組件暴露給這些高溫。結果渦輪靜翼型（包括渦輪葉片和渦輪靜葉）必須由能夠承受這樣的高溫的材料制成。此外，渦輪翼型通常包括冷卻系統，該冷卻系統用于延長葉片的壽命并降低由于過高的溫度所導致的故障的可能性。

早期的渦輪靜葉冷卻大多已經通過使用沖擊和薄膜冷卻而實現，但是這樣的冷卻方案僅提供低的熱效率。盡管標準沖擊和薄膜冷卻方案提供足夠的冷卻，但是冷卻劑空氣消耗過高，這是因為空氣經常在已經達到空氣的完全冷卻能力之間被排出翼型。對于早期的渦輪靜葉的對流冷卻存在的重大挑戰在于，使用足夠低的壓降和不使用沖擊冷卻或薄膜冷卻難以獲得冷卻部件所要求的必要內部傳熱系數。

技術實現要素：

用于燃氣渦輪發動機的渦輪翼型的冷卻系統被公開，該冷卻系統具有中間翼弦（mid-chord）的分叉冷卻腔室，用于降低翼型的溫度。中間翼弦的分叉冷卻腔室可以由壓力側蛇形冷卻通道和吸入側蛇形冷卻通道形成，冷卻流體在從后緣朝向前緣的方向上穿過壓力側蛇形冷卻通道，并且在相反的方向上穿過吸入側蛇形冷卻通道，由此產生逆流（counterflow）系統。該逆流冷卻方案允許內部傳熱的更精細的調節，與常規系統相比，這導致更均勻的溫度分布。另外，在至少一個實施例中，冷卻流體僅在后緣處排出，并且在整個冷卻系統中不通過薄膜冷卻孔，由此更好地利用冷卻流體并且形成更高效的冷卻系統。

在至少一個實施例中，渦輪翼型可以由大體上細長的中空翼型形成，該中空翼型由外壁形成；并且該渦輪翼型具有前緣；后緣；壓力側；吸入側；處于第一端部處的內端壁；以及處于第二端部處的外端壁，該第二端部大體上位于大體上細長的中空翼型的與第一端部相對的側上；并且冷卻系統定位在大體上細長的中空翼型的內部結構（aspects）內。冷卻系統可以包括向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道，該冷卻通道具有入口用于接收來自冷卻流體源的冷卻流體，使得該入口附接到第一支路，該第一支路位于第二支路和翼型的后緣之間。向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道可以包括排出出口，該排出出口經由在翼展方向上延伸的中間翼弦的前部收集通道而與向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道的入口流體連通，該在翼展方向上延伸的中間翼弦的前部收集通道從形成壓力側的外壁延伸到形成吸入側的外壁，并且在翼展方向上從向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道的排出出口延伸到向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道的入口。向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道可以定位在翼型的吸入側處，并且與向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道相對。在吸入側蛇形冷卻通道中的冷卻流體大體上在翼展方向上來回地流動，并且大體上朝向后緣向下游流動，由此在壓力側蛇形冷卻通道和吸入側蛇形冷卻通道之間形成冷卻流體逆流。

向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道可以包括一個或多個排出出口，該排出出口與后部收集腔室連通。后部收集腔室可以從形成壓力側的外壁延伸到形成吸入側的外壁，并且可以定位在形成壓力側蛇形冷卻通道和吸入側蛇形冷卻通道的下游端的翼肋和后緣冷卻通道之間。

在前部收集通道內，向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道的排出出口可以定位在與向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道的入口在翼展方向上相對的端部處。在前部收集通道內，向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道的排出出口可以定位在翼展方向上的外端處，并且向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道可以定位在翼展方向上的內端處。在至少一個實施例中，與壓力側外壁接觸的壓力側蛇形冷卻通道可以是雙程蛇形冷卻通道，并且與吸入側外壁接觸的吸入側蛇形冷卻通道可以是雙程蛇形冷卻通道。

冷卻系統還可以包括一個或多個前緣供應腔室，該前緣供應腔室在翼展方向上延伸并定位在大體上細長的翼型的前緣和翼肋之間，該翼肋限定了前部收集通道的至少一部分。前緣供應腔室和前部收集通道可以由翼肋隔開，由此防止在前緣供應腔室和前部收集通道之間的冷卻流體移動。冷卻系統還可以包括一個或多個后緣冷卻通道，該后緣冷卻通道從形成壓力側的外壁延伸到形成吸入側的外壁，并且位于大體上細長的中空翼型的后緣和后部收集腔室之間。一個或多個后部收集腔室排出孔可以定位在翼肋中，并且從后部收集腔室延伸到后緣冷卻通道。一個或多個后緣排出孔可以定位在大體上細長的中空翼型的后緣處，并且從后緣冷卻通道延伸以便通過后緣排出冷卻流體。

在使用期間，冷卻流體可以經由入口從冷卻流體供應源（諸如但不限于，壓縮機）傳入壓力側蛇形冷卻通道的第一支路。冷卻流體的一部分可以進入壓力側蛇形冷卻通道，并且冷卻流體的一部分可以進入前緣供應腔室。在壓力側蛇形冷卻通道中的冷卻流體可以流動通過壓力側蛇形冷卻通道的第一支路和第二支路，從而從支路的表面吸收熱量，該支路部分地由壓力側壁和中間翼弦的翼肋形成。冷卻流體穿過壓力側蛇形冷卻通道并且在大體上從后緣朝向前緣的方向上移動。

在穿過壓力側蛇形冷卻通道之后，冷卻流體穿過排出出口進入前部收集通道中。在前部收集通道中冷卻流體在翼展方向上的外端處收集并且行進到翼展方向上的內端，在這里，冷卻流體被排出進入向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道的入口中。冷卻流體大體上在翼弦方向上以及在從前緣朝向后緣的大體上向下游的方向上流動通過吸入側蛇形通道。冷卻流體可以通過一個或多個排出出口從吸入側蛇形通道排出進入后部收集腔室中。冷卻流體可以流動通過后部收集腔室并且通過一個或多個后部收集腔室排出孔排出，并且進入后緣冷卻通道中，其中，冷卻流體可以通過一個或多個后緣排出孔排出。

渦輪翼型的冷卻系統由于許多原因是有利的。具體地，中間翼弦的分叉冷卻腔室增加了渦輪葉片中的渦輪葉片冷卻系統的效率。例如，通過使得靠近壓力側壁的冷卻系統能夠基于熱量負載而被定制，中間翼弦的分叉冷卻腔室使得整體冷卻流要求能夠被降低。中間翼弦的分叉冷卻腔室還使得能夠使用高展弦比（aspect ratio）的流通道，降低了安裝薄膜冷卻孔的難度，并且增加了熱壁長度與橫截面流面積的比率，該比率允許具有較少流的類似的傳熱系數，產生更高效的設計。該展弦比可以是寬度與高度的比率。中間翼弦的分叉冷卻腔室還消除了設計問題，諸如回流裕度（BFM）和高的吹風比（blowing ratio），在常規設計中這些問題對于吸入側薄膜冷卻孔是典型的。如果需要的話，中間翼弦的分叉冷卻腔室能夠通過給流規定不同的路線而實現橫截面面積、展弦比傳熱增強特征和上游冷卻劑加熱的控制，這導致更加均勻的金屬溫度，其是有益的。中間翼弦的分叉冷卻腔室還可以利用具有較小的橫截面面積的通路的單個冷卻流回路，導致即使處于低的流率下的較高的冷卻劑速度，與常規的中間翼弦的蛇形冷卻通道相比產生更高的內部對流冷卻性能。

該冷卻系統的另一個優點在于，該系統可以大幅地降低（如果沒有消除的話）對于翼型中的沖擊或薄膜冷卻的需求。

這些和其他實施例在下面被更詳細地描述。

附圖說明

并入本說明書中并且形成本說明書的一部分的附圖圖示了當前公開的發明的實施例，并且與說明書一起公開了本發明的原理。

圖1是包括冷卻系統的渦輪翼型的透視圖。

圖2是沿圖1中的截面線2-2截取的渦輪翼型的橫截面視圖。

圖3是沿圖1中的截面線3-3截取的在圖1中示出的渦輪翼型的橫截面視圖。

圖4是從外直徑向內看取得的渦輪翼型內的冷卻通道的透視圖，例如從圖2中的截面線2-2向內看取得的。

圖5是從內直徑向外看取得的渦輪翼型內的冷卻通道的透視圖，例如從圖2中的截面線3-3向外看取得的。

圖6是沿圖4中的截面線6-6截取的渦輪翼型內的冷卻通道的橫截面圓角視圖。

圖7是沿圖5中的截面線7-7截取的渦輪翼型內的冷卻通道的橫截面圓角視圖。

具體實施方式

如在圖1-7中所示，用于燃氣渦輪發動機的渦輪翼型12的冷卻系統10被公開，該冷卻系統10具有中間翼弦的分叉冷卻腔室16用于降低翼型12的溫度。中間翼弦的分叉冷卻腔室16可以由壓力側蛇形冷卻通道18和吸入側蛇形冷卻通道20形成，冷卻流體在從后緣22朝向前緣24的方向上穿過壓力側蛇形冷卻通道18，并且在相反的方向上穿過吸入側蛇形冷卻通道20，由此產生逆流系統。該逆流冷卻方案10允許內部傳熱的更精細的調節，與常規系統相比，這導致更均勻的溫度分布。另外，在至少一個實施例中，冷卻流體僅在后緣22處排出，并且在整個冷卻系統10中不通過薄膜冷卻孔排出，由此更好地利用冷卻流體并且形成更高效的冷卻系統。

在至少一個實施例中，如在圖1中所示，渦輪翼型12可以由大體上細長的中空翼型26形成，該中空翼型26由外壁27形成；并且該渦輪翼型12具有前緣24；后緣22；壓力側28；吸入側30；處于第一端部34處的內端壁32；以及處于第二端部38處的外端壁36，該第二端部38大體上位于大體上細長的中空翼型26的與第一端部34相對的側上；并且冷卻系統10定位在大體上細長的中空翼型26的內部結構內。如在圖2-7中所示，冷卻系統10可以包括向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道18，該冷卻通道18具有入口44用于接收來自冷卻流體源46的冷卻流體，使得入口44附接至第一支路48，該第一支路48位于第二支路50和翼型26的后緣22之間。如在圖4-7中所示，第一支路48和第二支路50可以經由第一壓力側轉彎49聯接在一起。向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道18可以包括排出出口52，該排出出口52經由在翼展方向上延伸的中間翼弦的前部收集通道58而與向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道20的入口54流體連通，該中間翼弦的前部收集通道58從形成壓力側26的外壁60延伸到形成吸入側30的外壁62，并且在翼展方向上從向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道18的排出出口52延伸到向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道20的入口54。向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道20可以定位在翼型26的吸入側30處，并且與向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道18相對。

通過吸入側蛇形冷卻通道20的冷卻流體流大體上在翼展方向上來回地流動并且大體上朝向后緣22向下游流動，由此在壓力側蛇形冷卻通道18和吸入側蛇形冷卻通道20之間形成冷卻流體逆流。如在圖2-4中所示，冷卻流體可以在翼展方向的內方向上流動通過吸入側蛇形冷卻通道支路一94，可以穿過吸入側轉彎一96并且進入吸入側蛇形冷卻通道支路二98。

向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道20可以包括一個或多個排出出口64，該排出出口64與后部收集腔室66連通。后部收集腔室66可以從形成壓力側28的外壁60延伸到形成吸入側62的外壁62，并且可以定位在形成壓力側蛇形冷卻通道18和吸入側蛇形冷卻通道20的下游端70的翼肋68和后緣冷卻通道72之間。

在前部收集通道58內，向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道18的排出出口64在翼展方向上可以定位在與向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道20的入口54相對的端部處。在前部收集通道58內，向上游流動的壓力側蛇形冷卻通道18的排出出口52可以定位在翼展方向的外端74處，并且向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道20可以定位在翼展方向的內端76處。在至少一個實施例中，與壓力側外壁60接觸的壓力側蛇形冷卻通道18可以是但不限于雙程蛇形冷卻通道。類似地，與吸入側外壁62接觸的吸入側蛇形冷卻通道20可以是但不限于雙程蛇形冷卻通道。

內部冷卻系統10還可以包括前緣供應腔室78，該前緣供應腔室78在翼展方向上延伸并且定位在大體上細長的翼型26的前緣24和翼肋80之間，該翼肋80限定了前部收集通道58的至少一部分。前緣供應腔室78和前部收集通道58可以由翼肋80隔開，由此防止在前緣供應腔室78和前部收集通道58之間的冷卻流體移動。前緣供應腔室78可以具有任意適當的構造。

內部冷卻系統10還可以包括一個或多個后緣冷卻通道72，該后緣冷卻通道72從形成壓力側28的外壁60延伸到形成吸入側30的外壁62，并且位于大體上細長的中空翼型26的后緣22和后部收集腔室66之間。一個或多個后部收集腔室排出孔82可以定位在翼肋84中，并且從后部收集腔室66延伸到后緣冷卻通道72。一個或多個后緣排出孔86可以定位在大體上細長的中空翼型26的后緣22處，并且從后緣冷卻通道72延伸以便通過后緣22排出冷卻流體。

在使用期間，冷卻流體可以經由入口44從冷卻流體供應源46（諸如但不限于，壓縮機）傳入壓力側蛇形冷卻通道18的第一支路48。冷卻流體的一部分進入壓力側蛇形冷卻通道18，并且冷卻流體的一部分可以進入前緣供應腔室78。在壓力側蛇形冷卻通道18中的冷卻流體可以流動通過壓力側蛇形冷卻通道18的第一支路48和第二支路50，從支路48、50的表面吸收熱量，該支路48、50部分地由壓力側壁60和中間翼弦的翼肋90形成。冷卻流體穿過壓力側蛇形冷卻通道18并且在大體上從后緣22朝向前緣24的方向上移動。

在穿過壓力側蛇形冷卻通道18之后，冷卻流體穿過排出出口52進入前部收集通道58中。在前部收集通道58中冷卻流體在翼展方向的內端74處收集并且行進到翼展方向的外端76，在這里，冷卻流體被排出進入向下游流動的吸入側蛇形冷卻通道20的入口54中。冷卻流體大體上在翼弦方向上以及在從前緣24朝向后緣22的大體上向下游的方向上流動通過吸入側蛇形通道20。冷卻流體可以通過一個或多個排出出口64從吸入側蛇形通道20排出進入后部收集腔室66中。冷卻流體可以流動通過后部收集腔室66并且通過一個或多個后部收集腔室排出孔82排出，并且進入后緣冷卻通道72中，其中，冷卻流體可以通過一個或多個后緣排出孔86排出。

出于說明、解釋和描述本發明的實施例的目的而提供了上述內容。對這些實施例的修改和調整對于本領域技術人員而言將是明顯的，并且可以在不脫離本發明的范圍或精神的情況下做出這些修改和調整。