翼型件冷却回路和相应的翼型件

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翼型件冷却回路和相应的翼型件
申请号	CN201380028607.4	申请日	2013-05-28	公开(公告)号	CN104603399A	公开(公告)日	2015-05-06
申请人	通用电气公司;			发明人	R.F.伯格霍尔斯;
摘要	一种用于燃气涡轮发动机的翼型件冷却回路，该翼型件冷却回路具有呈叶形横截面形状的至少一个内部腔。
权利要求	1.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件冷却回路，包括：至少一个内部腔；其中所述腔具有叶形横截面形状。 2.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述腔具有以广义超形状等式为特征的横截面形状。 3.根据权利要求2所述的翼型件冷却回路，其特征在于，极坐标形式的所述广义超形状等式是： 4.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述冷却回路具有多个内部腔，所述多个内部腔每一个均具有以广义超形状等式为特征的横截面形状。 5.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述横截面形状沿弦向方向被限定。 6.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述冷却回路是蛇形冷却回路。 7.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述横截面形状具有多个叶形部。 8.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述横截面形状具有多于两个的叶形部。 9.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述冷却回路具有多个内部腔，所述多个内部腔中的每一个均具有带不同数量的叶形部的横截面形状。 10.根据权利要求1所述的翼型件冷却回路，其特征在于，所述至少一个腔包括至少一个整体膜冷却孔，以将冷却空气排出到翼型件的表面上。 11.一种用于燃气涡轮发动机的翼型件，所述翼型件包括：翼型件表面，所述翼型件表面限定所述翼型件的外部表面和相对于所述外部表面向内的所述翼型件的内部；冷却回路，所述冷却回路向所述翼型件的所述内部并且通过所述翼型件的所述外部表面中的冷却孔来供给冷却空气；其中所述冷却回路具有呈叶形横截面形状的至少一个内部腔。 12.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述腔具有以广义超形状等式为特征的横截面形状。 13.根据权利要求12所述的翼型件，其特征在于，极坐标形式的所述广义超形状等式是： 14.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述冷却回路具有多个内部腔，所述多个内部腔具有以广义超形状等式为特征的横截面形状。 15.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述横截面形状沿弦向方向被限定。 16.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述冷却回路是蛇形冷却回路。 17.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述横截面形状具有多个叶形部。 18.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述横截面形状具有多于两个的叶形部。 19.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述冷却回路具有多个内部腔，所述多个内部腔中的每一个均具有带不同数量的叶形部的横截面形状。 20.根据权利要求11所述的翼型件，其特征在于，所述至少一个腔包括至少一个整体膜冷却孔，以将冷却空气排出到所述翼型件表面上。
说明书全文	翼型件冷却回路和相应的翼型件背景技术 [0001] 本说明书中所描述的技术大体涉及用于翼型件的冷却回路，并且更具体地涉及用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型件中的这种冷却回路。 [0002] 多种燃气涡轮发动机组件包括位于旋转翼型件(例如高压涡轮轮叶或低压涡轮轮叶)、以及/或者非旋转静止翼型件(例如高压涡轮喷嘴或低压涡轮喷嘴)中的冷却回路。 [0003] 在操作期间，相对较冷的空气被供给至翼型件，以便将制成翼型件的材料的温度保持在熔化温度或软化温度以下。典型地，翼型件通过冲击回路(其中后冲击空气轴向地流出翼型件)或者蛇形回路(其中流动方向主要沿径向并且通过强制对流来冷却)被冷却。 [0004] 大多数产品涡轮翼型件冷却回路具有由一系列单通或多通径向冷却通道构成的“蛇形”设计。这种回路通常对由于外部热气体温度和传热系数的变化而造成的“热点”的控制是弱的。较新的近壁(near-wall)冷却设计提供略微较好的控制，但是通常仍然存在显著的热梯度和热点。总体而言，例如扰流器、销、或凸点的冷却特征已被用于局部区域，以降低峰值温度，但是成果有限。能够使用小得多的近壁腔或者微通道，但是这些对型芯(core)和铸造提出了相当大的制造挑战。 [0005] 仍然存在对将以稳健并且经济的方式向翼型件提供冷却的改进的冷却回路的需要。发明内容 [0006] 一种用于燃气涡轮发动机的翼型件冷却回路，该翼型件冷却回路具有呈叶形横截面形状的至少一个内部腔。附图说明 [0007] 图1是示例性燃气涡轮发动机组件的横截面图； [0008] 图2是具有现有技术的冷却回路的翼型件的横截面图； [0009] 图3是具有示例性冷却回路的翼型件的横截面图； [0010] 图4是类似于图3但是示出了另一个示例性冷却回路的横截面图；以及[0011] 图5是一系列放大横截面图，其中示出了图3中所示的压力侧区域P的多个示例性实施例； [0012] 图6是一系列放大横截面图，其中示出了图3中所示的吸力侧区域S的多个示例性实施例；以及 [0013] 图7和图8均包含一系列视图，其中比较基线腔形状81与示例性实施例82中的多种程度的轮廓。具体实施方式 [0014] 图1是示例性的燃气涡轮发动机组件10的横截面示意图，该燃气涡轮发动机组件10具有纵向轴线11。燃气涡轮发动机组件10包括风扇组件12和核心燃气涡轮发动机13。该核心燃气涡轮发动机13包括高压压缩机14、燃烧器16、和高压涡轮18。在示例性实施例中，燃气涡轮发动机组件10还包括低压涡轮20、以及多级增压压缩机32、和基本限制(circumscribe)增压器32的分流器34。 [0015] 风扇组件12包括从转子盘26径向向外地延伸的风扇轮叶24的阵列，该阵列的前部由流线型旋转器25封装(enclose)。燃气涡轮发动机组件10具有进气侧28和排气侧30。风扇组件12、增压器22、和涡轮20通过第一转子轴21联接在一起，并且压缩机14和涡轮18通过第二转子轴22联接在一起。 [0016] 在操作中，空气流过风扇组件12并且气流的第一部分50被引导通过增压器32。从增压器32排出的压缩空气被引导通过压缩机14，其中气流被进一步压缩并且输送到燃烧器16。来自燃烧器16的热的燃烧产物(图1中未示出)被用于驱动涡轮18和20，并且涡轮20被用于通过轴21来驱动风扇组件12和增压器32。燃气涡轮发动机组件10能够在设计操作条件与非设计操作条件之间的一定范围的操作条件下操作。 [0017] 从风扇组件12排出的气流的第二部分52被引导通过旁通管道40，以使来自风扇组件12的气流的一部分绕过核心燃气涡轮发动机13的周围。更具体地，旁通管道40在风扇壳体或护罩36与分流器34之间延伸。因此，来自风扇组件12的气流的第一部分50被引导通过增压器32并且随后进入压缩机14中，如上文所描述的，并且来自风扇组件12的气流的第二部分52被引导通过旁通管道40，以例如为飞行器提供推力。分流器34将进入气流分别分为第一部分50和第二部分52。燃气涡轮发动机组件10还包括风扇框架组件60，以为风扇组件12提供结构支承并且还用于将风扇组件12联接到核心燃气涡轮发动机 13。 [0018] 风扇框架组件60包括多个出口引导叶片70，该多个出口引导叶片70在径向外部安装凸缘与径向内部安装凸缘之间基本径向地延伸并且在旁通管道40内周向地间隔开。风扇框架组件60还可以包括多个支柱，该多个支柱联接在径向外部安装凸缘与径向内部安装凸缘之间。在一个实施例中，风扇框架组件60制造成弓状段，其中凸缘联接到出口引导叶片70和支柱。在一个实施例中，出口引导叶片和支柱共轴地联接在旁通管道40内。可选地，出口引导叶片70可以在旁通管道40内联接到支柱的下游。 [0019] 风扇框架组件60是用于有利于保持各个部件在燃气涡轮发动机组件10内的取向的燃气涡轮发动机组件10的多种框架和支承组件中的一种。更具体地，这种框架和支承组件互连静止部件并且提供转子轴承支承件。风扇框架组件60在旁通管道40内联接在风扇组件12的下游，使得出口引导叶片70和支柱围绕风扇组件12的出口周向地间隔开且延伸跨过从风扇组件12排出的气流路径。 [0020] 如图2至图4中所示，翼型件80设置有蛇形冷却回路，该蛇形冷却回路向翼型件的内部并且通过翼型件的外部表面中的冷却孔而供给冷却空气。图2示出了现有技术的传统冷却回路设计，其中多个内部腔81定位成邻近翼型件的压力侧和/或吸力侧。如图2中所示，这些腔81中的每一个都具有沿弦向方向截取的横截面形状，使得腔的外周呈具有两个相对的平行侧以及两个半圆形相对端部的传统的“赛道”构造。 [0021] 图3示出了如本说明书中所描述的示例性冷却回路设计。在压力侧区域P和吸力侧区域S的背景下讨论图3中的翼型件80，并且该翼型件80设置有多个内部腔82。至少一些腔82可以包括整体膜冷却孔83以将冷却空气排出到翼型件80的表面上。与图2的腔81的“赛道”构造相比，图3的腔82示出了沿弦向方向截取的“叶形”横截面形状。这种构造在燃气涡轮发动机操作期间对暴露于来自翼型件上方的流的传热的翼型件表面提供增强的冷却，同时管理冷却空气的消耗。每一个“叶”形腔82的流动区域都等于其代替的基线“赛道”形腔81的流动区域。 [0022] 图4示出了翼型件80的备选构造，其中腔82具有多个叶形部，即具有多于图3中所示的两个叶形部。 [0023] 图5示出了图3中所示的压力侧区域P的四个可能的实施例，其中的每一个都示出了压力侧区域P中的冷却腔82的数量、取向、和形状上的变化，其中包括叶形部的数量的变化。 [0024] 图6示出了图3中所示的吸力侧区域S的五个可能的实施例，其中的每一个都示出了吸力侧区域S中的冷却腔82的数量、取向、和形状上的变化，其中包括叶形部的数量的变化。 [0025] 本说明书中所描述的冷却回路的可能的商业优点将是较低的翼型件冷却流，这将改进发动机的燃料消耗率(specific fuel consumption)。该设计的技术优点将是跨过翼型件的下降的温度梯度，这将产生较低的发动机操作翼型件应力并且改进部件寿命和耐久性。 [0026] 新一代涡轮轮叶通常利用近壁冷却腔。近壁冷却腔被设计成具有如图3和图4中所示的叶形，以控制沿翼型件的径向翼展的冷却通道流动面积和内部传热系数变化，并且还通过增大的腔外周和来自热壁上的叶形部或类似几何形状特征的高近壁散热片有效性来提供内部传热增强。叶形部能够具有不同的宽度和穿透到腔中的深度，以使响应于外部翼型件气体温度和传热系数分布的壁温度梯度平滑。制造叶形部或其它的近壁腔型的独特方式是通过使用所谓的“广义超形状等式”。极坐标形式的该等式的一种形式是： [0027] [0028] 超形状等式已在多个工程领域得到应用。该等式以及根据特定几何形状对其进行的功能改型首次用于涡轮冷却领域，以在对成形近壁冷却腔进行参数设计研究的过程中产生多种腔独特、定制的腔形状，并且是该设计方法的新颖并且非常有用的特征。成形腔能够相对于如图2中所示的简单、传统的赛道形状而提供对热壁的更大的覆盖、以及增强的内部传热。叶形形状能够被设计成接受膜孔(例如图3中的元件83)，所述膜孔将通过孔冷却来增加传热并且允许更好的局部壁厚以用于制造。某些形状将在腔中引起涡流，这也改进内部传热系数，并且利用超形状等式的参数CFD建模能够用于产生高度定制的设计。成形腔还通过“工形梁”作用来改进长径向腔的型芯刚度。单叶形部腔被示为使用DCD过程的型芯制造试验。对各种形状的涡轮翼型件近壁腔执行多种ANSYS热设计研究。结果显示华氏40度或更大的峰值壁温度的显著减小，这与部件寿命的大致3X改进相关。 [0029] 图7和图8分别均包含一系列图示，其中比较基线腔形状81与利用如本说明书中所描述的超形状等式产生的示例性实施例82中的不同程度的轮廓。 [0030] 一种设计和实施成形冷却腔的方法如下：1.可能具有径向面积变化的可铸造的成形近壁腔被构造成具有形式设计的单个或多个叶形形状，以使涡轮翼型件壁中的峰值温度和热梯度最小化。这些叶形形状的宽度和进入腔中的穿透是任意的，并且可能具有任何可制造的形式。在“超形状”等式中制造这种形状的高度可用的方法。2.叶形几何形状控制沿腔的径向流动和内部传热系数变化。3.穿透叶形部还用作高效散热片，并且具有定制形状的几何形状，使得翼型件壁温度变化在轴向和径向上平滑并且壁峰值温度降低。4.形状腔还能够在腔的平面中产生令人满意的涡流，由此产生围绕腔外周的更令人满意的传热系数分布。 [0031] 此处所描述的成形腔允许定制涡轮壁传热的能力的显著改进，以使热点和热梯度的作用最小化。能够通过例如本领域内众所周知的一次性芯模(DCD)方法和装置来铸造成形腔并且制造型芯。叶形形状还向腔型芯提供增大的刚度。典型的设计已计算出超过华氏40度的减小。 [0032] 技术优点是：(1)可能减少的涡轮冷却流，这产生更好的发动机性能和较低的SCF；(2)较低的峰值翼型件壁金属温度和壁热梯度；(3)降低壁热应力；以及(4)设计能够被制成可由传统的或较新的DCD芯制造过程铸造。 [0033] 尽管已根据多个具体实施例对本发明进行了描述，但是本领域技术人员将认识到，本发明能够通过属于权利要求书的精神和范围内的修改来实施。