用於渦輪翼型件的微型迴路冷卻的製作方法
2023-09-23 00:29:50
專利名稱：用於渦輪翼型件的微型迴路冷卻的製作方法
技術領域：
本發明總體上涉及燃氣渦輪機發動機，並涉及一種用於翼型件的改進的冷卻方法。
背景技術：
在設計任何燃氣渦輪機發動機時，效率是人們首要關心的。從歷史觀點上說，用以提高效率的主要技術之一必須是提高發動機內的氣路溫度。採用由高溫容量合金製成的內部冷卻元件已經補償了所升高的溫度。比如，渦輪機的定子翼片和定子葉片典型地是採用壓縮空氣冷卻的，壓縮空氣以較高的壓力但是仍然以比流過葉片或翼片的中心氣流的溫度低的較低溫度起作用。將知道，用於如此冷卻的壓氣機放氣將不能夠支持燃燒室內的燃燒。該較高壓力提供了使空氣穿過該元件所需的能量。然而，在該冷卻過程中，給予從壓氣機放出的空氣的功的有效百分率被損失。該低效功沒有給發動機增加推力並且消極地影響了發動機的總效率。因而本領域的技術人員將認識到，在由較高的中心氣路溫度所獲得的效率之間存在一種張力，並且伴隨著需要冷卻渦輪機元件，因放出空氣以執行此冷卻而損失效率。因而，不論採用冷卻空氣與否，在使冷卻效率最大化方面都存在一個大值。從而，為了使得因冷卻氣流支持燃燒的低效性而對發動機性能的任何犧牲最小化，用於冷卻葉片和翼片的任何方案都必須使對壓氣機放出冷卻空氣的利用最優化。
如圖13所示，現有的可冷卻翼型件典型地包括多個內部空腔，它們被供應冷卻空氣。冷卻空氣經過翼型件(或者平臺)的壁，並在此過程中將熱能從翼型件上帶走。冷卻空氣經過翼型件壁的方式對於此過程的效率是關鍵的。在一些情況下，冷卻空氣穿過筆直的或者擴散的冷卻孔以便以對流形式冷卻壁，並建立冷卻空氣的一個外膜。橫過這些冷卻孔典型地需要一個最小的壓力降以使冷卻空氣的量最小化，冷卻空氣被直接損失給經過翼型件的自由氣流熱中心氣體。該最小壓力降通常是通過翼型件內部的多個空腔產生的，其中該翼型件連接有多個限流孔。橫過翼型件壁的壓力降太小能夠導致不希望的熱中心氣體流入量。在所有情形下，在冷卻孔中的最小化停留時間以及冷卻孔的大小使得這種類型的對流式冷卻相對的效率低。
人們發現低效冷卻的一個原因在於，在利用一種冷卻空氣薄膜冷卻翼型件壁的那些應用中拙劣的薄膜特性。然而，在許多情形下，理想的是沿著壁面建立薄膜式冷卻。沿著壁面移動的冷卻空氣的薄膜增加了冷卻的均勻性，並且使壁面與所流過的熱中心氣體絕緣。然而，本領域的技術人員將認識到，薄膜式冷卻很難建立並使燃氣渦輪機維持紊流環境。在大多數情形下，用於薄膜冷卻的空氣從延伸穿過壁的冷卻孔中流出。術語「流出」反映出在促使冷卻空氣從翼的內部空腔中排出時壓力上具有小差異。與使用孔來建立冷卻空氣薄膜相關的一個問題是，薄膜對穿過孔的壓力差的靈敏性。穿過孔的壓力差太大將致使空氣噴射入正經過的中心氣體，而不是藉助於冷卻空氣的薄膜的形成。壓力差太小將導致很小的冷卻氣流經過孔，或者更壞的是，熱中心氣體的流入量很小。兩個原因相逆地影響了薄膜冷卻效率。與使用孔來建立薄膜冷卻相關的另一個問題是，冷卻空氣從離散的點被分配，而不是沿著一條連續的線。在所述孔之間的間隙和在這些間隙的直接下遊的區域比所述孔和這些孔的直接下遊的空間被暴露給更少的冷卻空氣，因而更容易受到熱降解作用的影響。
渦輪機發動機葉片的設計者和工程師不斷努力以開發出更有效的冷卻翼型件的方式，以延長翼型件的壽命並減少發動機的運行成本。從整個燃料消耗量的觀點看，用於完成此任務的冷卻空氣是昂貴的。因而，對用於冷卻渦輪翼型件的可利用冷卻空氣的更加有效和高效率的利用，不僅需要延長渦輪機葉片的壽命而且應該改善發動機的效率，因而再次降低了發動機的運行成本。隨之，在現有的冷卻設計中還有一種繼續的需求，即更加有效地和高效地利用冷卻空氣，特別是升高轉子的入口溫度或者減少用於該相同轉子入口溫度所需的冷卻氣流。這在現有技術中也需要有利於使將熱量從葉片傳遞出去所需的冷卻空氣的冷卻設計進入嶄新的和改善的設計。
發明內容
本發明提供一種微型迴路冷卻系統，其採用一種新的且有效的手段來冷卻暴露於高溫環境中的且需要冷卻的壁。在示例性實施例中，被冷卻的壁位於渦輪機發動機內，更具體的是所述壁是翼型件壁。尤其是，本發明提出的優於現有技術的冷卻方案的優點在於，只需要更少的冷卻壓縮空氣即可在壁面上獲得相同的金屬溫度。更少的壓縮機排放氣流帶來的附加優點是提高了渦輪機的效率。
渦輪翼型件包括壓力側壁和負壓側壁，它們在從根部到尖端的跨度內縱向地延伸，並且在前緣與後緣之間沿翼弦延伸，側壁在前緣與後緣之間橫向間隔開並且由在根部與尖端之間縱向延伸的第一分隔部連接在一起，以便限定出第一流道和第二流道，第一和第二流道用於冷卻劑流體從其流過。翼型件包括多個被嵌入壓力側壁和負壓側壁內的冷卻迴路。每一冷卻迴路具有至少一個入口，該入口提供從第一流道進入每一冷卻迴路的冷卻流通道；和至少一個出口孔，出口孔提供離開每一冷卻迴路到葉片外部的一區域的冷卻流通道。第一流道不與嵌入負壓側壁內的冷卻迴路流動連通，並且第二流道不與嵌入壓力側壁內的冷卻迴路流動連通，以便使得第一流道將該冷卻劑流體送入僅嵌入在壓力側壁內的冷卻迴路，第二流道將該冷卻劑流體送入僅嵌入在負壓側壁內的所述冷卻迴路。
本發明的一種可冷卻的翼或葉片的實施例包括根據上述實施例的翼型件。
本發明還提供一種方法實施例，該方法用於設置嵌入在可冷卻的燃氣渦輪翼型件的第一側壁和第二側壁內的冷卻迴路的入口，第一和第二側壁在從根部到尖端的跨度內縱向地延伸，並且在前緣與後緣之間沿翼弦延伸。側壁在前緣與後緣之間橫向間隔開並且由在根部與尖端之間縱向延伸的第一分隔部連接在一起，以便限定出至少兩個流道，以便冷卻劑流體從其流過，該方法包括嵌入在第一側壁內的冷卻迴路的入口設置成僅與所述流道中的一個流道流動連通，並且嵌入在第二側壁內的冷卻迴路的入口設置成僅與所述其它流道中的至少一個流道流動連通，以便使負壓側壁與壓力側壁的下沉壓力的差別最小化，以確保該冷卻流體進入相應冷卻迴路的該入口內。
下面將結合附圖作為實例對本發明進行描述，這些附圖中圖1是燃氣渦輪機發動機的簡化的橫截面圖；圖2是渦輪機葉片的示意圖，它包括一具有本發明的多個微型迴路的翼型件，其中微型迴路設置在翼型件的側壁上；
圖3是本發明的微型迴路冷卻方案的實施例的放大示意圖；圖4是本發明的微型迴路冷卻方案的可選實施例的放大示意圖；圖5是沿圖2的截面線5-5截取的翼型件的橫截面圖；圖6是圖5所示翼型件葉片的部分橫截面圖，其中穿過冷卻通道的氣流方向徑向向外，並示出供氣段和入口孔，其向翼型件壁內的微型迴路供氣；圖7是圖5所示翼型件葉片的部分橫截面圖，其中穿過冷卻通道的氣流方向徑向向內，並示出供氣段和入口孔，其向翼型件壁內的微型迴路供氣；圖8是沿圖6的截面線8-8截取的冷卻通道的部分橫截面圖，示出與所述入口孔相關的供氣段；圖9是沿圖6的截面線9-9截取的冷卻通道的部分橫截面圖，其中供氣段和入口孔被顯示在翼型件的負壓側壁上；圖10是沿圖7的截面線10-10截取的冷卻通道的部分橫截面圖，示出與所述入口孔相關的供氣段；圖11是沿圖7的截面線11-11截取的冷卻通道的部分橫截面圖，其中供氣段和入口孔被顯示在翼型件的負壓側壁上；圖12是冷卻效率對圖4所示的本發明翼型件所需葉片冷卻氣流及圖13所示傳統冷卻翼型件的曲線圖；圖13是一種現有傳統冷卻翼型件；圖14是本發明的一個優選實施例的橫截面圖，示出所述入口孔，其向圖2所示的翼型件壁內的微型迴路供氣。
具體實施例方式
參見圖1，燃氣渦輪機發動機10包括風扇12，壓縮機14，燃燒器16，渦輪機18和噴嘴20。在燃燒器16內部和後面，被暴露到中心氣體中的大多數元件被冷卻，因為中心氣體具有非常高的溫度。在渦輪機18內的初始轉子階段和定子葉片階段比如被用冷卻空氣冷卻，空氣以比經過渦輪機18的中心氣體更高的壓力和更低的溫度從壓縮機14中放出。渦輪機18包括交替行的旋轉鬥或葉片27以及靜態的翼片或者噴嘴29。採用圖1所示的系統僅僅是用於示例的目的，而不是對本發明的局限，本發明可以被應用於發電機和航空器上所採用的燃氣渦輪機。
參見圖2，其中示出渦輪機葉片27的示意圖，其具有翼型件26，該翼型件包括本發明的多個設於翼型件26的壁24內的微型迴路(冷卻迴路)22。葉片27被採用一種位於翼型件26內部的內部空腔32的形式鑄造。翼型件26被設置在杉樹型件31的徑向上方並具有壓力側壁28和負壓側壁30。側壁28，30分別在軸向相對的前緣和後緣34，36處被連接在一起，並從根部38縱向或者徑向延伸直至尖端42，在根部，翼型件26與整體平臺40相交接，尖端42將翼型件26封閉。內部空腔32可以是任何傳統的形式(比如，蛇形的，輻射狀的冷卻系統)，冷卻劑流體流過空腔，比如，冷卻空氣典型的是從渦輪機10(圖1)的壓縮機14(圖1)中排放出的空氣的一部分。優選地，翼型件26具有多個內部通道(流道)32a-e。流道32a-e被與相鄰通道縱向設置以限定該冷卻系統的至少一部分。應當注意到，每一個流道32a-e具有一個獨特的橫截面，儘管這些冷卻通道的橫截面可以具有任何形狀。而且，流道32a-e可以相互連接。
為了給出一個詳細的實例，這裡將對本發明的微型迴路22進行描述，其中，微型迴路被設置在壁24內部，壁24的一側被暴露到中心氣流G中，另一側被暴露到冷卻空氣中，比如在如圖2所示的渦輪機葉片27的翼型件26上。以此方式，微型迴路22就將熱能從壁24傳遞到冷卻空氣(空氣)。然而，本發明的微型迴路22並不局限於渦輪機葉片，也能夠被應用於其它壁(比如，燃燒器和燃燒器襯裡，增壓器襯裡，噴嘴，平臺，葉片密封，翼，轉子葉片，等)，它們被暴露到需要冷卻的高溫環境中。
現在參見圖2和3，將對微型迴路22進行詳細描述。圖3是本發明微型迴路冷卻方案之一的放大視圖。微型迴路提供可適配的、高對流效率的冷卻。除了高對流效率之外，先進的冷卻結構還需要高的薄膜效率。圖2示出本發明的微型迴路22，其被嵌入在翼型件26的壁24中。微型迴路可以被機械加工或者模製在一個部件內。在一個優選實施例中，所述微型迴路是由難熔金屬形成的，並且在鑄造之前被封裝在部件模型內。包括鉬(Mo)和鎢(W)的幾種難熔金屬其熔點超過鎳基超級合金的典型鑄造溫度。這些難熔金屬能被用精煉的薄鋼板或者尺寸形狀製造，以必須使之具有冷卻通道特性，這些特性已經在渦輪機和燃燒器冷卻設計中被發現。特別是，這樣的微型迴路被製造成部件，包括但不局限於燃燒器襯裡，渦輪機翼，渦輪機葉片，渦輪機護罩，翼端壁以及翼型件邊緣。最好是，這樣的部件由鎳基合金或者鈷基合金部分地或者整體地形成。薄的難熔金屬板和箔(金屬薄片)具有足夠的展延性，以允許彎曲並形成複雜的形狀。該展延性產生一種耐用的結構，其能夠經受得住塗蠟/去殼的循環。鑄造之後，難熔金屬能被去除，比如通過化學清除，熱吸(thermal leeching)，或者氧化方法，遺留一個形成微型迴路22的空腔(圖3-4)。應當注意到，本發明的此冷卻設計也可以採用熔模鑄造技術利用陶瓷心子進行製造。
所述冷卻微型迴路22實施例能夠佔有一個0.1平方英寸的壁面區域。然而，更加通用的是，微型迴路22佔有一個小於0.06平方英寸的壁面區域，而且優選實施例的該壁面典型地佔有一個接近0.05平方英寸的壁面區域。在此示例性實施例中，微型迴路22的厚度t，向壁內測量所得，優選是約0.012英寸至約0.025英寸，而且最優選是小於約0.017英寸。
所述微型迴路22包括前端44，後端45，第一側面46，第二側面48，以及多行50，52，54，56柱或者支座(pedestal)60，62，64，66，68，它們在任一側壁28，30的第一壁部(內表面)65(圖5)與第二壁部(外表面)67(圖5)之間延伸。微型迴路22在其前端44與後端45之間在橫向上延伸，以及在其第一側面46與第二側面48之間在縱向上或者在徑向上延伸。入口孔61延伸穿過第一壁部65並且被定位成與微型迴路22的後端45最接近，以提供一從翼型件26的空腔32到微型迴路22的冷卻氣流通路。出口孔63延伸穿過第二壁部67並最接近於前端44，以提供一個從微型迴路22到中心氣路G的冷卻氣流通路，位於壁24外部。該微型迴路22典型地沿著中心氣路G的流線從前向後定向，儘管定向可以變化以適應即將到來的應用。在此示例性實施例中，有兩個跑道形狀的入口孔61，它們在徑向方向上縱向延伸。在此示例性實施例中，出口孔63是一個狹槽，其在徑向方向上縱向延伸。該入口孔61的示例性長度Lin約為0.025英寸，而出口孔63的長度Lout約為0.100英寸。
下面將結合冷卻結構及其所獲得的優點，對如圖2所示的示例性微型迴路22進行進一步描述。
所述行50具有支座60，這些支座大致形成為細長的直矩形圓柱體。支座60的長度L1(平行於該行進行測量)約為0.040英寸，寬度W1(垂直於該行進行測量)約為0.020英寸，節距P1約為0.060英寸，而間距S1約為0.020英寸。所述節距被定義為在一行之內在相鄰的各個支座之間的中心徑向間隔。該間隔被定義為節距P的長度減去支座的直徑D的長度。支座沿行方向的尺寸L與行的節距P的比例，定義了一個沿該特定行被支座阻擋的區域的百分比，或者，下文中稱為限制或阻塞因素。為了確定上述尺寸，上述限制或阻塞因素為67％。
下一行52具有支座62，這些支座也大致形成為細長的直矩形圓柱體。此行的支座的長度L2約為0.025英寸，寬度W2約為0.015英寸，節距P2約為0.0615英寸，而間距S2約為0.0365英寸。在此示例性實施例中，L2和W2基本上都小於L1和W1。然而，節距P2基本上與P1相同，也實現了異相地交錯排列，從而支座62一般位於相應的間隙70的後面。在兩行50，52之間的行距R1約為0.0375英寸。為了確定上述尺寸，上述限制或阻塞因素為42％。
下一行54具有支座64，這些支座也大致形成為細長的直矩形圓柱體。這些支座64的長度L3約為0.025英寸，寬度W3約為0.015英寸，節距P3約為0.0615英寸，而間距S3約為0.018英寸。在此示例性實施例中，基本上與前一行52的相應尺寸相同，但是完全異相地交錯排列，從而每一個支座64位於間隙72的中間。在行52與行54之間的行距R2約為0.033英寸，類似於R1。為了確定上述尺寸，上述限制或阻塞因素為42％。
下一行56具有支座66，這些支座也大致形成為直圓柱體，其直徑D4約為0.0200英寸，節距P4約為0.038英寸，而間距S4約為0.018英寸。在此示例性實施例中，D4小於矩形支座的長度。另外，節距P4小於其它行的節距，而間距S4小於除了行50之外其它行的間距。在行54與行56之間的行距R3約為0.014英寸，類似於R1和R2。為了確定上述尺寸，上述限制或阻塞因素為53％。
下一行58具有兩個支座68，每個支座具有一根穿過支座本體的縱軸71，以致縱軸71在徑向上延伸。從而，支座68在徑向上形成為細長形狀，並與出口孔63對準，如圖3所示。支座68被一個間隙78間隔開，該間隙與在微型迴路22的前端44上的出口孔63中心對準。間隙78在徑向上的長度Lg最好是不大於約0.015英寸。支座68通常具有一個突起或者頂點76，其向外朝向出口孔63延伸並與之對準。在此示例性實施例中，支座68沿徑向上的長度L5約為0.079英寸。
這樣，上面已經對行50，52，54，56和58進行了描述，下面將對如圖3所示的微型迴路22所獲得的優點進行描述。
具有支座60的第一行50以一種模式相互間隔開，該模式控制流過微型迴路22的冷卻空氣的局部流速並促進冷卻空氣的橫向擴散。擴散將導致尾流(渦區，wake)的形成並增加冷卻迴路22內的熱拾取(heat pick up)。支座60與行52的支座62偏移或者交錯排列。同樣，行54的支座64與行52的支座62偏移。各自的偏移量是足夠的以致在微型迴路22中基本上沒有直線型通道通過。當空氣穿過支座62和64時，尾流被減少以為了形成更加均勻的流量分布。此結果是由於與行50和56相比，行52，54的阻塞因素相對較低的緣故而獲得的。這樣，行52，54用來使尾部攪流最小化，並且在微型迴路22內在尾流/攪流之間提供漸進的過渡。當空氣經過下一行56時，空氣被計量供給因而增加了流速，隨之增加了傳熱。應當注意到，行50具有比行52，54，56更大的限制因素。因而，流入微型迴路22的空氣被分配而沒有過大的壓力降，而且使得傳熱最大化。
支座68使得當空氣流過行50，52，54時因空氣湍流所產生的尾流最小化。攪流的最小化避免了熱氣流在微型迴路22內的再循環並有利於熱拾取。當空氣流流向支座68周圍時，它被均勻分布流過出口孔63。現在可以鑑定出口孔63的狹槽的利用了。當空氣排出狹槽時，就在壁24(圖2)上，尤其是在壓力和負壓側壁28，30(圖2)上，分別形成了均勻的薄膜防護層(film blanket)。這樣，支座68防止了氣流拖尾(flow streaking)或者離散噴射並通過出口孔63。當一旦通過出口孔63排出時，相應的空氣噴射將不會均勻地覆蓋在金屬上，則可能導致在壁24上形成熱點，拖尾是不利的。最好是為了提高翼型件26(圖2)的結構整體性，將微型迴路22設置在壁24的內部，從而出口孔63或者狹槽不會共線。
有利地，如上所述，當空氣通過出口孔63排出時，支座68的定位允許對空氣進行很好的計量控制。尤其是，冷卻空氣流過間隙78和流過與第一和第二側面46，48接近的支座68。這樣，當氣流被計量通過行56時，一部分氣流將經過間隙78，而剩餘的空氣將流過支座68。而且，以此方式，並且如圖3中的流線0，1，1』所示，流過出口孔63的空氣流被均勻分布。中心流線0起作用以便不允許流線1橫過而幹涉流線1』，反之亦然。這樣，支座68的定向允許氣流校直，同時確保精確的計量控制，結果是提供了改進的薄膜冷卻和效率。
現在參見圖4，示出微型迴路22的一個可選實施例。在不同的附圖中相同的參考標記和名稱表示相同的部件。在此可選實施例中，微型迴路22具有兩個出口孔63和三個入口孔61。如圖4所示，下面將就該冷卻設計及其所獲得的益處對該示例性實施例的微型迴路22進行進一步描述。在此示例性可選實施例中，具有三個跑道形狀的入口孔61，它們在徑向上縱向延伸，以及兩個出口孔63，優選是狹槽，也是在徑向上縱向延伸。入口孔61的示例性長度Lin約為0.025英寸，而出口孔63的長度Lout約為0.100英寸。
所述微型迴路22具有多行80，82，84，86的柱或者支座90，92，94和96。所述行80具有支座90，這些支座大致形成為圓形的三角形形狀的圓柱體，其具有第一側面100，該側面是平的並且大體垂直於流向，以及圓形的覆蓋側面102。支座90的長軸長度L1約為0.033英寸，節距P1約為0.058英寸，而間距S1約為0.018英寸。行80促進了冷卻空氣橫向分配而流入微型迴路22。為了確定上述尺寸，其限制或阻塞因素為52％。
接下來兩行82和84分別具有支座92，94，它們基本上形成為圓形的直矩形圓柱體。支座92的直徑D2約為0.020英寸，間距S2約為0.0148英寸，而節距P2約為0.035英寸。支座94的直徑D3約為0.020英寸，間距S3約為0.0148英寸，而節距P3約為0.035英寸。為了確定上述尺寸，上述限制或阻塞因素為57％。支座92，94總體上是相互偏移的或者交錯排列的，並用來計量從它們之間流過的空氣流。該氣流由行82和84計量以增加流速、局部雷諾數和相應的內部傳熱係數。這樣，支座90的集中導致具有比行80上的支座90更高的限制因素。
最後一行86具有兩個支座96，每個支座96與兩個各自的出口孔63對準。支座96具有一根在徑向上延伸的縱軸99。從而，支座96在徑向上形成為細長形狀。每一個支座96通常具有一個突起或者頂點97，其向外朝向各自的出口孔63延伸。每一個支座96通常與各自的出口孔63中心對準。在此示例性實施例中，支座94的縱向長度L3約為0.100英寸。
這樣，上面已經對行80，82，84和86進行了描述，下面將對如圖4所示的微型迴路22所獲得的優點進行描述。
具有支座90的第一行80相互間隔開並具有如上所述的形狀，其控制流過微型迴路22的冷卻空氣的局部流速並促進冷卻空氣的橫向擴散。而且，支座90使得攪流最小化。冷卻空氣流衝擊到側面100上，並且被側面102強制繞支座90流動，因而減少了尾流的形成並避免了在支座90之後形成熱點。
接下來兩行82，84的支座92，94相對於彼此以及相對於第一行80的支座90交錯排列。這樣，就基本上沒有直線型通道通過微型迴路22。當冷卻空氣穿過它們的行時，尾流被減少以為了形成更加均勻的流量分布。
有利地，如上所述，當空氣通過各自的出口孔63排出時，支座96的定位允許對空氣進行很好的計量控制。尤其是，當冷卻空氣流過行82和84時，空氣衝擊到支座96上並且被導向繞支座流動，以通過相應的出口孔63排出。而且，以此方式，並且如圖中的流線0，1，1』所示，中心流線0提供了通過出口孔63的均勻流量分布。就是說，流線1不會與流線1』交叉，反之亦然。中心流線0，象如圖3所示的第一實施例中的一樣，大體上與相應出口孔63的中心對準。然而，在此可選實施例中，支座96與出口孔對準，從而，支座96的長軸長度L3被暴露給出口孔63。同樣地，當流線繞過支座時，流線自由地通過出口孔63排出。這樣，支座96的定向允許氣流校直，同時確保精確的計量控制，結果是提供了改進的薄膜冷卻和效率。
因而，當空氣流流向支座96周圍時，它被均勻分布流過出口孔63。現在可以鑑定出口孔63的狹槽的利用了。當空氣排出狹槽時，就在壁24(圖2)上，尤其是在壓力和負壓側壁28，30(圖2)上，分別形成了均勻的薄膜防護層。這樣，支座96防止了氣流拖尾或者離散噴射並通過出口孔63。當一旦通過出口孔63排出時，相應的空氣噴射將不會均勻地覆蓋在金屬上，則可能導致在壁24上形成熱點，拖尾是不利的。最好是為了提高翼型件26(圖2)的結構整體性，將微型迴路22設置在壁24的內部，從而出口孔63或者狹槽不會共線。支座96也用來使尾流最小化，所述尾流是由於當空氣經過行80，82，84時空氣的湍流造成的。尾流的最小化避免了氣流在微型迴路22內的再循環並有利於熱拾取。
現在參見圖5，將對葉片27的微型迴路22(圖3，4)的附加特徵進行詳細描述。圖5示出圖2所示葉片27的橫截面圖，該葉片27具有多個通道32a-e。通道32a-e被縱向延伸的分隔壁或者肋116分隔開，每一個通道沿著壓力和負壓側壁具有第一和第二端118，120。葉片27繞著一根旋轉軸98旋轉。通道32a具有幾何中心C，一根中心線或者弦向軸124經過該幾何中心，從而中心線124垂直於或者正交於旋轉軸98。同樣地，通道32b具有幾何中心C，一根中心線或者弦向軸126經過該幾何中心，從而中心線126垂直於或者正交於旋轉軸98。應當注意，通道32a-e的形狀特別是32a-b的形狀只是用於舉例的目的。此外，並僅供下文參考，應當注意，中心線124，126延伸通過壓力和負壓側壁28，30。箭頭R表示旋轉方向。還應當注意，圖5示出了具有代表性的被嵌入於壓力和負壓側壁28，30內的微型迴路22，以及相應的入口孔61a-c，這將在下文進行詳細描述。
在燃氣渦輪機發動機的運行期間，流入通道32a-e內的冷卻空氣要受到一個旋轉力的作用。流經通道32a-e的徑向氣流的相互作用以及該旋轉會導致為人熟知的科裡奧利斯力(Coriolis force)，此力在通道32a-e內形成內部流動循環。基本上，此科裡奧利斯力與流過通道的冷卻劑流體的速度向量和旋轉葉片的角速度向量的向量積成正比。順便提及，應當理解的是，流經通道32a-e的冷卻空氣流可以徑向向內或者向外。
現在參見圖6和7，下面將對微型迴路22尤其是圖3和4所示兩個實施例的入口孔61在翼型件2的壁24(圖2)內的方位進行描述。圖6是圖2所示翼型件26的部分橫截面圖，示出供氣段128和向微型迴路供給氣流的入口孔61a-c。圖7是圖2所示翼型件26的部分橫截面圖，示出所述供氣段128和向微型迴路供給氣流的入口孔61a-c。
如圖6和7所示，氣流循環的方向取決於徑向流動的方向(即，它是徑向向外或是向內)。為了解釋的目的，通道32a內的冷卻空氣流相對於中心線124沿徑向向外的方向(即，向尖端42，圖2)；而流經通道32b的冷卻空氣流相對於中心線126沿徑向向內的方向(即，遠離尖端42)。圖6示意性地示出一對逆向旋轉的環流104和106，它們是由通道32a內的科裡奧利斯力形成的，其將流體從負壓側壁30移送到壓力側壁28並返回以完成循環。相反，圖7示意性地示出一對逆向旋轉的環流108和110，它們是由通道32b內的科裡奧利斯力形成的，其將流體從壓力側壁28移送到負壓側壁30並返回以完成循環。每一個通道還包括相對的內壁112，114，它們與側壁28，30連接在一起從而形成通道32a-e。內壁112，114是肋116的分割空腔32的部分(圖2)。
在此示例性實施例中，將分別在壓力和負壓側壁28，30內部設置多個微型迴路22(圖5)。此外，每一個各自的微型迴路22的入口孔61被相對於所述逆向旋轉環流(渦流對)104和106，108和110而平行定位，所述逆向旋轉環流是由科裡奧利斯力作用在流過各自通道32a-b的冷卻空氣上形成的。以此方式，逆向旋轉環流104和106，108和110將被用來幫助冷卻空氣吸收到入口孔61並進入微型迴路22。應當理解，在本發明的範圍內，以大致大於0.25的很高的比轉數(Rotational Number)R0，在旋轉通道內就可能存在兩個渦流對。如上文所述且下文還將描述，入口將被以與上文所述且下文還將描述的方式類似的方式定位，以便利用科裡奧利斯力作用在側壁28，30上。上述比轉數在現有技術中是公知的。應當注意，入口孔61相對於壓力和負壓側壁28，30的方位將取決於在內部通道內冷卻空氣的方向(即，徑向向內或者向外)，各自的入口孔與內部通道流動連通。下面將對本發明的特徵作進一步的詳細描述。
在此示例性實施例中，冷卻氣流徑向向外，如在冷卻通道32a(圖6)所示的那樣，在負壓側壁30上的各個微型迴路22的入口孔61被定位以便與一個最接近和鄰近於肋116且遠離通道32a的中間部分的區域相一致，而在壓力側壁28上，各個微型迴路22的入口孔61被定位成最接近於通道32a的中心線124。就壓力和負壓側壁28，30而言，入口孔61的這些定位將與那裡的科裡奧利斯力平行。
以與上文類似的方式和類似的理由，在此示例性實施例中，冷卻氣流徑向向內，如在冷卻通道32b(圖7)所示的那樣，在負壓側壁30上的各個微型迴路22的入口孔61被定位成最接近於通道32b的中心線126，而在壓力側壁28上，各個微型迴路22的入口孔61被定位以便與一個最接近和鄰近於肋116且遠離通道32b的中間部分的區域相一致。就壓力和負壓側壁28，30而言，入口孔61的這些定位將與那裡的科裡奧利斯力平行。根據上面的描述，應當注意到這樣的事實，由於在各自的壓力和負壓側壁內部微型迴路22的定向，如圖2所示，通道32a和b的每一個入口孔61a-c是不同微型迴路的一部分。
如圖6和7所示，通道32a-b分布具有長度L和L1，其在第一端118與相對的第二端120之間延伸。在此示例性實施例中，當冷卻氣流徑向向外時，如在通道32a中所示，在壓力側壁28內部的微型迴路22的入口孔61被設置在一個範圍S1內，該範圍是在中心線124與壓力側壁28內表面相交叉的任一側面上，沿著壓力側壁28約10％的長度內，其中入口孔61向通道32a供給氣流。這與長度L的約20％的距離一致。而且，在負壓側壁30內部的微型迴路22的入口孔61被沿著壓力側壁設置，其中入口孔61向通道32a供給氣流，從而，每一微型迴路的入口孔61是在一個從第一端118起約40％的範圍S2內，以及在一個從第二端120起約40％的範圍S2內。所述各個範圍是沿著壓力側壁28從每一端118，120測量的，與長度L的約40％的距離一致。
而且在此示例性實施例中，當冷卻氣流徑向向內，如在冷卻通道32b所示的那樣，在負壓側壁30內的微型迴路22的入口孔61被定位在一個範圍S1內，該範圍是在中心線126與負壓側壁30內表面相交叉的任一側面上，沿著負壓側壁30約10％的長度內，其中入口孔61向通道32b供給氣流。這與長度L1的約20％的距離一致。而且，在壓力側壁28內的微型迴路22的入口孔61被沿著壓力側壁設置，其中入口孔61向通道32b供給氣流，從而，每一微型迴路的入口孔61是在一個從第一端118起約40％的範圍S2內，以及在一個從第二端120起約40％的範圍S2內。所述各個範圍是沿著壓力側壁28從每一端118，120測量的，與長度L1的約40％的距離一致。
還應當注意，在本發明的範圍內，通道32a-b的中心線124，126可以分別被限定以用於旋轉翼型件內的任何形狀的內部通道。這樣，由此得出結論，如上文所述，相對於中心線124，126，正如為本發明所提供並如圖6和7所示的那樣，入口孔61的定位能被實現並且能夠連同許多可選的具有不同形狀的內部通道結構被利用，它們旋轉並具有內部流體比如空氣在它們之間流動。還應當注意這樣的事實，中心線124，126與用於任何內部通道的壓力和負壓側壁28，30的相交點會隨通道的形狀和結構而變化。
現在參見圖8和9，示出供氣段或紊流器128，其分別徑向地鄰近於通道32a，32b內的入口孔61。圖8是沿圖6的截面線8-8截取的通道32a的部分橫截面圖，示出與入口孔61相關的供氣段128。圖9是沿圖6的截面線9-9截取的通道32a的部分橫截面圖，其中供氣段128和入口孔61被顯示在翼型件的負壓側壁30上。
同樣，在圖10和11中，示出了供氣段或紊流器128，其徑向地鄰近於通道32b內的入口孔61。圖10是沿圖7的截面線10-10截取的通道32b的部分橫截面圖，示出與入口孔61相關的供氣段128。圖11是沿圖7的截面線11-11截取的通道32b的部分橫截面圖，其中供氣段128和入口孔61被顯示在負壓側壁30上。
相對於通道32a-b內的冷卻氣流的方向而言，供氣段128被定位於入口孔61的下遊。這樣，供氣段128阻礙通道32a-b內的冷卻氣流，並有利於冷卻空氣進入微型迴路22。儘管在圖8，9，10和11中示出的供氣段是傾斜的並具有矩形橫截面，但是本發明的供氣段並不局限於這些橫截面[比如，半橢圓形或者半球狀]，可以向後緣或者前緣傾斜，可以是弧形的或者直線的。
如上文所述，當微型迴路22被定位在負壓側壁30上時，入口孔61將垂直於旋轉軸98，而且這樣將與科裡奧利斯力的方向對準。同樣地，當微型迴路22被定位在壓力側壁28上時，入口孔61將垂直於旋轉軸98，而且這樣將與科裡奧利斯力的方向對準。還應當注意，如上文所述，入口孔61的布置可以有利地採用多種微型迴路冷卻設計，它們被嵌入在一個將被冷卻的壁內並具有一個入口和出口。就是說，本發明中入口孔61的布置並不局限於在圖3和4中所提供的微型迴路冷卻設計。還應當注意，儘管被定義為[格拉斯霍夫數/雷諾數的平方]([Grashof Number/Reynolds number squared])的浮力可以在通道內起作用以減小科裡奧利斯力的大小，但是，入口孔61的上述詳細布置將提供作為入口孔61相對於通道的示例性位置。旋轉的格拉斯霍夫數和雷諾數在現有技術中是公知的。
現在參見圖2，12和13，下面將對上文所示和所述的本發明的優點進行詳細描述。圖13是一種現有技術的傳統冷卻翼型件。圖12是所需葉片冷卻氣流對上述本發明冷卻方案及圖13所示傳統現有技術的葉片結構的冷卻效率的曲線圖。曲線130一般表示圖13所示的現有技術的葉片結構的冷卻效率。曲線132一般表示上文和圖4所示的本發明實施例的冷卻效率的提高。採用圖3所示實施例，如曲線132所示，將獲得類似的冷卻效率和相應的有益效果。
冷卻有效率被定義為，相關的熱燃燒氣體和塊狀金屬溫度的溫差與相關的熱燃燒氣體和冷卻劑流體(冷卻空氣)之間的溫差的比率，定義如下Φ＝[T氣體-T金屬]/[T氣體-T冷卻劑]其中T氣體＝流過翼型件外部的氣體的溫度；T冷卻劑＝冷卻空氣的溫度；T金屬＝翼型件的塊狀金屬的溫度。
優選地，渦輪機工程師和設計者試圖設計出最大的冷卻有效率，因為金屬溫度越冷，葉片27的整體壽命就越好。這在本發明中可以以兩種方式獲得。首先，採用薄膜冷卻以降低熱燃燒氣體的溫度。該溫度被降低，是因為當冷卻空氣從出口孔63噴射到熱燃燒氣流中時冷卻空氣進行了混合。但是不希望完全依靠這種方法，因為，如上文所述，從壓縮機14(圖1)中帶走的冷卻空氣越多，壓縮機14(圖1)能夠產生的功率越少。所以，如上所述，本發明採用一種新穎的方法以便以內部對流的方式冷卻壁24，從而獲得所希望的冷卻有效率。應當注意，傳統的翼型件薄膜冷卻採用此方法未達到一個使效率高而且可靠的程度。對流的冷卻有效率的大小是當冷卻空氣在微型迴路22內流動時冷卻空氣的熱拾取的一個函數，如下式η＝[T出口冷卻劑-T入口冷卻劑]/[T金屬-T入口冷卻劑]其中T出口冷卻劑＝流出出口的冷卻空氣的溫度；T入口冷卻劑＝流入入口的冷卻空氣的溫度；T金屬＝翼型件的塊狀金屬的溫度。
在上述公式中，渦輪機工程師和設計者尋求一種具有高熱拾取的設計，從而冷卻翼型件26的壁24。如圖12中的曲線132所示，本發明以多種方式獲得了增大的熱拾取。首先，如圖3所示的支座60，62，64，66以及如圖4所示的支座90，92，94是微型迴路22內的紊流促進器。第二，所述支座還用來增加了表面積因而提高了對流的傳熱路徑。第三，所述支座擴散了流過微型迴路22的氣流。第四，在圖3和4所示的兩個實施例中，所述用於計量的行計量氣流以增加微型迴路22內的傳熱拾取。
本領域的技術人員應當清楚，在本發明的範圍內，所述支座的布置及其形狀和尺寸能夠改變，以便對於給定的翼型件結構獲得所需的傳熱性能。
一旦冷卻空氣從微型迴路22噴射出，它就能夠部分地混合到熱燃燒氣體的氣流G中，並且因為它自身的動量，它能夠溢出側壁28，30。這樣，通過提供一種薄膜式幕簾而保護葉片27以免受到熱燃燒氣體G的影響，所噴射的冷卻空氣薄膜冷卻了壁24，尤其是壓力和負壓側壁28，30。
現在參見圖14，示出圖5所示翼型件26的一個替代實施例，圖5示出了微型迴路22(圖2)的入口孔61的布置，下面將進行詳細描述。在圖5與圖14中相同的附圖標記表示相同的部件，對圖5中的那些部件的描述將被省略。
通常，燃氣渦輪機葉片27的二次流由下述1)和2)之間的壓力差來驅動，其中1)流入通道的氣流源即通過葉片27的根部38(圖2)供入內部通道32e-i的壓縮空氣，其從根部38向尖端42(圖2)徑向流動，以及2)流出通道的氣流，或下沉流(sink)，即在壓力側和在負壓側上的熱的主流氣流G的靜壓力。微型迴路22對於驅動二次流的參數有影響。
對通道32e-i進行三維動量力分析，顯示出對於冷卻劑的總慣量而言具有四個主要參數或者貢獻因素。這些貢獻因素是壓力梯度、粘性力、科裡奧利斯力以及浮力。壓力項通常具有最大的量級，尤其是由於葉片27的旋轉在徑向上具有泵送作用。粘性力阻擋氣流流過葉片內部通道32e-i。當存在薄膜冷卻孔，比如出口孔63時，在各自的通道32內就存在高的流速，而當與壓力和粘性兩項相比較時，科裡奧利斯力和浮力的影響具有次要的作用。
由於微型迴路的內部特徵，經每一微型迴路22的壓力降比經各自出口孔63的或者薄膜冷卻孔的壓力降要大得多。通道32內存在的雷諾數的特徵是小的馬赫數(Mach number)。比如，在航空燃氣渦輪機發動機中所發現的、與固定旋轉速度例如16,000RPM相關聯的小雷諾數，會導致更大的比轉數，從而壓力和粘性項不再起支配作用。而且，科裡奧利斯力沿弦向和徑向形成合力，以便形成渦旋流型(圖6和7)。在徑向上浮力作用增大，是通道內的低雷諾數的一個附加結果。在通道32e-i內的一些區域，浮力項可以更大以致它超過壓力並且使徑向上的氣流反向。
上述參數的潛在影響能夠導致經負壓側入口孔61出現更大的壓力降，以及經壓力側入口孔61出現相對小些的壓力降。上述更小的壓力降不能夠充分地提供進入被嵌入在壓力側壁28內的各自微型迴路22中的所有必需的冷卻空氣。
這樣，該替代的入口孔布置明確地揭示出，壓力梯度、粘性力、科裡奧利斯力和浮力能夠對採用了所述微型迴路22的翼型件的冷卻設計產生相互作用和潛在影響。
在此替代實施例中，對於設置在壓力側壁28上的微型迴路22的入口孔61與通道32f，h形成流動連通，而設置在負壓側壁30上的微型迴路22與通道32e，g形成流動連通。這樣，相對於微型迴路22的側壁位置而言，相應的通道專用於向壓力側壁28上的微型迴路22供給氣流，或者向負壓側壁30上的微型迴路22供給氣流。應當知道，在本發明的範圍內，這裡所述的且在圖14中所示的該替代實施例可以應用於具有與圖示不同數量內部通道和肋布置的翼型件。而且，應當注意，任何一個通道內的冷卻劑的一部分都可以被用來向一個位於翼型件尖端的增壓部分(plenum)供給氣流。比如，在美國專利申請系列號為No.10/358,646、名稱為「渦輪機葉片尖端的微型迴路冷卻」的專利申請中，公開了這樣一種尖端增壓部分(tip plenum)的設計。還應當理解，所述替代實施例還可以用於靜葉片(圖1)，比如是燃氣渦輪機發動機上的靜葉片。
因此，關於入口孔61布置的上述替代實施例給冷卻空氣中的任何非均勻性提供了減弱敏感作用，這種非均勻性導致壓力側壁與負壓側壁28，30上的下沉壓力(sink pressure)以及科裡奧利斯力和浮力出現差異，它們可能不利地影響翼型件26的冷卻要求。以這種方式，該替代實施例確保足夠的冷卻空氣進入各自微型迴路22中。而且，該替代實施例能應用於葉片27以及翼片29(圖1)的翼型件上。
因此，本發明提供了一種冷卻系統，該系統採用了一種新的手段對翼型件進行薄膜冷卻和對流冷卻。尤其是，這種組合提供了一種超過現有技術冷卻方案的優點，在壁24上獲得具有相同的金屬溫度，並且用於冷卻壁24所需的冷卻壓縮空氣更少。更少的壓縮機排放氣流帶來了附加優點，即提高了渦輪機效率。與現有技術相比，本發明提供了一種新穎的微型迴路冷卻設計，其在改善性能的同時還延長了葉片的使用壽命。本發明的微型迴路22提供了一種改進的方法對翼型件26進行薄膜式冷卻。從而，採用了本發明的有利的冷卻設計的翼型件將不僅具有更長的使用壽命，而且還會提高渦輪機的整體效率。
上面已經對被認為是本發明的優選和示例性實施例進行了描述，根據這裡的啟示，對於本領域的技術人員來說，對本發明進行其它修改是顯而易見的，因此希望對權利要求書進行這樣的修改均在本發明的實質精神和保護範圍內。
權利要求
1.一種渦輪翼型件，其包括壓力側壁和負壓側壁，它們在從根部到尖端的跨度內縱向地延伸，並且在前緣與後緣之間沿翼弦延伸，所述側壁在所述前緣與後緣之間橫向間隔開並且由在所述根部與所述尖端之間縱向延伸的第一分隔部連接在一起，以便限定出第一流道和第二流道，所述第一和第二流道用於冷卻劑流體從其流過；多個冷卻迴路，其嵌入在所述壓力側壁內，其中每個所述冷卻迴路包括入口，所述入口提供從所述第一流道進入每一所述冷卻迴路的冷卻流通道；和出口孔，所述出口孔提供離開每一所述冷卻迴路到該翼型件外部的一區域的冷卻流通道；多個冷卻迴路，其嵌入在所述負壓側壁內，其中每個嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路包括入口，所述入口提供從所述第二流道進入每一嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路的冷卻流通道；和出口孔，所述出口孔提供離開每一被嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路到該翼型件外部的所述區域的冷卻流通道；其中所述第一流道不與嵌入所述負壓側壁內的所述冷卻迴路流動連通，並且所述第二流道不與嵌入所述壓力側壁內的所述冷卻迴路流動連通，以便使得所述第一流道將該冷卻劑流體送入僅嵌入在所述壓力側壁內的所述冷卻迴路，所述第二流道將該冷卻劑流體送入僅嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路。
2.如權利要求1所述的渦輪翼型件，其特徵在於還包括第三流道，其設置在所述第一分隔部與所述後緣之間，所述第三流道用於該冷卻劑流體從其流過；其中，所述第三流道不與被嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路形成流動連通，從而所述第三流道將冷卻劑流體送入被嵌入在所述壓力側壁內的所述冷卻迴路的一部分中。
3.如權利要求1所述的渦輪翼型件，其特徵在於被嵌入在所述負壓側壁內和所述壓力側壁內的每一所述冷卻迴路的所述出口孔是薄膜冷卻狹槽，所述薄膜冷卻狹槽徑向延伸穿過所述側壁並從其排出所述冷卻劑流體。
4.如權利要求3所述的渦輪翼型件，其特徵在於所述負壓側壁的所述薄膜冷卻狹槽相互徑向交錯排列，且所述壓力側壁的所述薄膜冷卻狹槽相互徑向交錯排列。
5.如權利要求1所述的渦輪翼型件，其特徵在於被嵌入在所述壓力側壁和所述負壓側壁內的每一所述冷卻迴路包括第二入口，每一所述冷卻迴路的所述第一和第二入口徑向間隔開。
6.如權利要求1所述的渦輪翼型件，其特徵在於被嵌入在所述壓力側壁和所述負壓側壁內的每一所述冷卻迴路佔有一不大於約0.06平方英寸的壁面區域。
7.如權利要求5所述的渦輪翼型件，其特徵在於所述第一和第二入口是跑道形狀，其沿徑向的長度大於其橫向於該方向的寬度。
8.如權利要求1所述的渦輪翼型件，其特徵在於所述冷卻劑流體包括空氣。
9.如權利要求1所述的渦輪翼型件，其特徵在於該翼型件具有縱軸線，所述第一和第二流道在所述側壁之間縱向延伸。
10.一種用於燃氣渦輪機的可冷卻的葉片或翼片，其包括翼型件，所述翼型件包括壓力側壁和負壓側壁，它們在從根部到尖端的跨度內縱向地延伸，並且在前緣與後緣之間沿翼弦延伸，所述側壁在所述前緣與後緣之間橫向間隔開並且由在所述根部與所述尖端之間縱向延伸的第一分隔部連接在一起，以便限定出第一流道和第二流道，所述第一和第二流道用於冷卻劑流體從其流過；多個冷卻迴路，其嵌入在所述壓力側壁內，其中每個所述冷卻迴路包括入口，所述入口提供從所述第一流道進入每一所述冷卻迴路的冷卻流通道；和出口孔，所述出口孔提供離開每一所述冷卻迴路到該翼型件外部的一區域的冷卻流通道；多個冷卻迴路，其嵌入在所述負壓側壁內，其中每個嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路包括入口，所述入口提供從所述第二流道進入每一嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路的冷卻流通道；和出口孔，所述出口孔提供離開每一被嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路到該翼型件外部的所述區域的冷卻流通道；其中所述第一流道不與嵌入所述負壓側壁內的所述冷卻迴路流動連通，並且所述第二流道不與嵌入所述壓力側壁內的所述冷卻迴路流動連通，以便使得所述第一流道將該冷卻劑流體送入僅嵌入在所述壓力側壁內的所述冷卻迴路，所述第二流道將該冷卻劑流體送入僅嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路。
11.如權利要求10所述的葉片或翼片，其特徵在於，所述葉片或翼片還包括第三流道，其設置在所述第一分隔部與所述後緣之間，所述第三流道用於該冷卻劑流體從其流過；其中，所述第三流道不與被嵌入在所述負壓側壁內的所述冷卻迴路形成流動連通，從而所述第三流道將冷卻劑流體送入被嵌入在所述壓力側壁內的所述冷卻迴路的一部分中。
12.如權利要求10所述的葉片或翼片，其特徵在於所述葉片或翼片是由從鎳基合金和鈷基合金組成的組中選取的金屬製成的。
13.如權利要求10所述的葉片或翼片，其特徵在於被嵌入在所述負壓側壁內和所述壓力側壁內的每一所述冷卻迴路的所述出口孔是薄膜冷卻狹槽，所述薄膜冷卻狹槽徑向延伸穿過所述側壁並從其排出所述冷卻劑流體。
14.如權利要求13所述的葉片或翼片，其特徵在於所述負壓側壁的所述薄膜冷卻狹槽相互徑向交錯排列，且所述壓力側壁的所述薄膜冷卻狹槽相互徑向交錯排列。
15.如權利要求10所述的葉片或翼片，其特徵在於被嵌入在所述壓力側壁和所述負壓側壁內的每一所述冷卻迴路包括第二入口，每一所述冷卻迴路的所述第一和第二入口徑向間隔開。
16.如權利要求10所述的葉片或翼片，其特徵在於被嵌入在所述壓力側壁和所述負壓側壁內的每一所述冷卻迴路佔有不大於約0.06平方英寸的壁面區域。
17.如權利要求15所述的葉片或翼片，其特徵在於所述第一和第二入口是跑道形狀，其沿徑向的長度大於其橫向於該方向的寬度。
18.如權利要求10所述的葉片或翼片，其特徵在於所述冷卻劑流體包括空氣。
19.如權利要求10所述的葉片或翼片，其特徵在於該翼型件具有縱軸線，所述第一和第二流道在所述側壁之間縱向延伸。
20.一種設置嵌入在可冷卻的燃氣渦輪翼型件的第一側壁和第二側壁內的冷卻迴路的入口的方法，所述第一和第二側壁在從根部到尖端的跨度內縱向地延伸，並且在前緣與後緣之間沿翼弦延伸，所述側壁在所述前緣與後緣之間橫向間隔開並且由在所述根部與所述尖端之間縱向延伸的第一分隔部連接在一起，以便限定出至少兩個流道，以便冷卻劑流體從其流過，所述方法包括嵌入在所述第一側壁內的所述冷卻迴路的所述入口設置成僅與所述流道中的一個流道流動連通，並且嵌入在所述第二側壁內的所述冷卻迴路的所述入口設置成僅與所述其它流道中的至少一個流道流動連通，以便使所述負壓側壁與所述壓力側壁的下沉壓力的差別最小化，以確保該冷卻流體進入所述相應冷卻迴路的所述入口內。
21.如權利要求20所述的方法，其特徵在於所述第一側壁是大致凹入的壓力側壁，而所述第二側壁是大致凸出的負壓側壁。
22.如權利要求20所述的方法，其特徵在於所述翼型件是由從鎳基合金和鈷基合金組成的組中選取的金屬製成的。
23.如權利要求20所述的方法，其特徵在於每一所述冷卻迴路佔有不大於約0.06平方英寸的壁面區域。
24.如權利要求20所述的方法，其特徵在於所述入口是跑道形狀，其沿徑向的長度大於其橫向於該方向的寬度。
全文摘要
一種渦輪翼型件，其包括多個被嵌入在壓力側壁和負壓側壁內的冷卻迴路以及第一和第二流道。第一流道將冷卻劑流體送入僅嵌入在壓力側壁內的冷卻迴路，第二流道將冷卻流體送入僅嵌入在負壓側壁內的冷卻迴路。本發明的方法實施例包括嵌入在所述第一側壁內的所述冷卻迴路的所述入口設置成僅與所述流道中的一個流道流動連通，並且嵌入在所述第二側壁內的所述冷卻迴路的所述入口設置成僅與所述其它流道中的至少一個流道流動連通，以便使所述負壓側壁與所述壓力側壁的下沉壓力的差別最小化，以確保該冷卻流體進入所述相應冷卻迴路的所述入口內。
文檔編號F01D5/00GK1670336SQ200510055808
公開日2005年9月21日 申請日期2005年3月16日 優先權日2004年3月16日
發明者F·J·昆哈, K·桑特勒, S·W·蓋曼, E·庫奇 申請人:聯合工藝公司