专利名称：图案化冷却的涡轮机翼型部的制作方法
技术领域：
本发明总体上涉及燃气涡轮机，更具体地说，本发明涉及其中的涡轮转子叶片。
背景技术：
在燃气涡轮机中，空气在压缩机中被压缩并且在燃烧室中与燃料混合以产生热的燃烧用气体。高压涡轮(HPT)位于燃烧室后并且从燃烧用气体中获取能量以给压缩机提供动力。低压涡轮(LPT)在HPT后并且从燃烧用气体中获取额外的能量，从而在飞机涡扇发动机应用中给上游风扇提供动力，或者在船舶和工业应用中给外部驱动轴提供动力。
涡轮机分级设置，并且包括具有将燃烧用气体直接导入涡轮转子叶片的相应排中的一排翼片的静止的涡轮喷嘴。每个翼片都具有翼型部构型，所述翼型部构型在内环带和外环带之间的翼展上径向延伸，所述内环带和外环带限定燃烧用气体的边界。
每个涡轮叶片都包括一翼型部，所述翼型部从根部开始在翼展上径向延伸，所述根部位于与之成为整体的平台上，而平台从与之成为整体的支承榫接部上延伸，从而把叶片安装到支承转子盘外周上的相应支承榫接部槽里。所述平台限定着燃烧用气体的内边界，翼型部的径向外端部和与之邻近的外围涡轮机护罩隔离开，所述护罩限定着燃烧用气体的外边界。
每个涡轮机级的翼片和叶片的相应翼型部都具有大体上凹形的压力侧壁和大体上凸形的吸力侧壁，压力侧壁和吸力侧壁在彼此相反的前缘和后缘之间的翼弦上轴向延伸，从而在工作期间有效地改变燃烧用气体的方向并从中获取能量。由于翼型部的两个相反侧面具有不同的形状，因此影响了两个侧面上的不同的速度和压力分布，相应地，燃烧用气体在两个侧面上形成的热负荷也不同，所述热负荷具有非常复杂的三维(3D)分布。
第一级涡轮喷嘴和叶片首先接受来自燃烧器的燃烧用气体，因此在各种涡轮机级中具有最大的热负荷。因此，翼片和叶片通常都按照现有技术由超耐热合金铸造而成，从而在工作期间的高温状态下具有增强的强度，因此使设备的使用寿命最大化。
翼片和叶片翼型部是中空的，并在其中包括相应的内部冷却回路，所述内部冷却回路接受来自压缩机的一部分压缩空气，从而在工作期间进行冷却。所述内部冷却回路通常包括多个径向通道，所述径向通道被相应的径向隔板所限定，所述径向隔板桥接翼型部的压力侧和吸力侧，所述压力侧和吸力侧通常包括横向穿过压力侧和吸力侧而延伸的径向的薄膜式冷却孔排或冷却孔列。
为了从根部到顶端、从前缘到后缘之间、以及对在翼型部的彼此相反的压力侧和吸力侧上具体定位，典型定制了具有各种构型的冷却孔。例如，翼型部的前缘首先接受热的燃烧用气体，翼型部的前缘通常具有多个喷头孔列和散热孔(gill hole)列，用于提供穿过侧壁的对流冷却以及来自排出的冷却空气的外部薄膜冷却。
压力侧和吸力侧通常还包括额外的薄膜冷却孔列，当冷却空气朝着后缘向下游流动时，所述额外的薄膜冷却孔列用于使冷却空气的外薄膜再生(re-energizing)。
典型的薄膜冷却孔是圆柱形的，并穿过翼型部的侧壁被适当地钻孔，所述钻孔具有一个浅的倾斜角度，因此在翼型部的内侧形成一椭圆形进气口，而且在翼型部的外表面上形成椭圆形的排气口。穿过薄膜冷却孔被排出的冷却空气形成一小的喷射流，从而在冷却孔的下游形成一个薄的薄膜，从而在翼型部外侧形成了一个空气隔热层。孔列的各个孔具有很近的间隔或间距，从而保持冷却薄膜在横向上的连续性。
每个翼型部的后缘可以具有专门的冷却孔列，所述冷却孔列设置在沿压力侧和吸力侧之间的后缘上，或沿着在后缘上游的翼型部压力侧而设置，从而为薄的后缘提供专门的冷却。
在工作期间，由于涡轮叶片在支承转子盘的外周上转动，因此叶片实际上承受着离心力的作用，该离心力又把产生的离心应力施加到叶片上，当燃烧用气体通常沿轴向向下游流过涡轮翼型部时，所述燃烧用气体实际上承受着径向力。因此，转动的涡轮翼型部实际上承受的燃烧用气体的速度和压力分布与静止的喷嘴翼片不同并且与之相反。
特别地，叶片顶端处于燃烧用气体之中，燃烧用气体不仅沿着压力侧和吸力侧分布，而且，当燃烧用气体泄漏流过翼型部顶端与围绕涡轮机的护罩之间具有小间隙时，燃烧用气体就沿着径向外边缘分布。翼型部顶端通常包括压力侧壁和吸力侧壁的小型径向延伸物，所述小型径向延伸物限定出的发声肋(squealer rib)从把叶片的内部冷却回路封闭起来的顶端板面开始沿径向向外延伸。
顶端板面通常包括额外的冷却孔，用于把冷却空气排放到小的顶端空腔内，所述顶端空腔被外围的发声肋所限定。另外，翼型部的压力侧可以包括直接位于发声肋下方的另一排薄膜冷却孔，用于局部性地冷却翼型部顶端本身。
通常的涡轮机翼片和叶片具有相应的翼型部构型，所述翼型部构型的宽度从前缘开始向着下游逐渐增大，在邻近前缘的附近增大到最大厚度，然后其厚度向着薄的后缘收敛并变窄。在翼片和叶片的不同构型中，翼型部还在其内部端和外部端之间的径向翼展上延伸。
相应地，从环形燃烧室排出的燃烧用气体具有温度峰值中央偏置的特点，并且温度的相应分布和形状因素也在周向和径向上变化。因此，燃烧用气体给涡轮机翼片和叶片带来三维分布的不同热负荷，其中热负荷还受到涡轮叶片转动的额外影响。
因此，现有技术中对涡轮机翼片和叶片的冷却都是关于翼片和叶片冷却的不同构型。翼型部的内部冷却回路具有大量的构型以便对有限的冷却空气进行分配从而使翼型部的不同部件具有最大的冷却效果。
必须利用由压缩机提供的尽可能少的空气来冷却叶片，因为所提供的空气会相应地降低涡轮机的性能和效率。但是，翼型部在经受不希望出现的热损坏之前必须得到足够的冷却，从而获得长的使用寿命。
为了对付翼型部不同部分上相应分布的燃烧用气体的热负荷，对翼型部的不同部分进行冷却，涡轮翼型部上的各种冷却孔也具有无数的构型和分布方式。例如，通常的薄膜冷却孔是相对简单的、倾斜的圆柱形孔，这种孔可以通过激光钻孔方式经济地形成。
但是，圆柱形孔会排出消耗的冷却空气的射流，该射流易于受到外部燃烧用气体的变化的压差的影响。各个薄膜冷却孔必须具有合适的回流限度，以防止燃烧用气体回流到翼型部内，但是所述的回流限度不能过度，否则排出的射流将从外表面上隔离开并降低薄膜冷却的效率。
因此，一种更复杂的薄膜式冷却孔具有用于使排出的冷却空气扩散的散流式构型，可以降低射流的速度并提高薄膜冷却效果。一般的散流式薄膜冷却孔通常需要具有相应形状的电极来进行放电加工(EDM)，因此会显著地增大制造工时和成本。
因此，如果可能的话，人们会尽量避免使用散流式薄膜冷却孔，但是为了提高冷却效果时，散流式薄膜冷却孔通常应用在隔离开的孔列上。因此在研发过程中，叶片设计者发现，分散的散流式孔可以与涡轮翼型部上其他类型的专用冷却孔一起工作。
现代燃气轮机的涡轮翼型部设计技术是相当成熟和完善的，在开发现代涡轮翼型部时，给设计者提供了很多的选择，但是涡轮机级的工作环境很恶劣，其中为了提高涡轮机效率甚至也要提高燃烧用气体的温度。对于设计者来说通常面对的两难选择是，一方面是用具有最简单的构型的最少的冷却孔使压缩机提供的最少的空气量来为涡轮翼型部的不同部件进行冷却并获得可以接受的冷却效果，另一方面又要使翼型部的寿命最大化。
现代的燃气轮机已经从持续发展的涡轮翼型部冷却技术中获益颇多，但是其持续改进之处都是小而有用的改变。现代的涡轮翼型部可以达到数千小时的数年的工作时间，这是经受不期望的热损坏和需要更换之前的明显够长的服务期限。
例如，现代涡扇发动机已经在美国和其它国家有着几十年成功的商业应用，用于为商用飞机的飞行提供动力。在这个示例性的涡扇发动机中的第一级涡轮转子叶片已经随着发动机技术的发展而被持续地研发，其本身也可以经过数年、数千小时的服务期限而不出现热损坏。
但是，在被延长的服务期限内，实际运行中涡轮叶片的这种长的使用寿命已经导致在长寿命结束时会发现局部的热损坏。这种原始的涡轮叶片已经在美国和海外被公开使用和销售了许多年，因此有必要对其进行进一步的改进，这将在下文中论述。
因此，希望提供一种具有改进的冷却效果的涡轮翼型部，以便解决这种最近发现的热损坏并进一步延长翼型部的使用寿命。
发明内容
一种中空的涡轮机翼型部，包括压力侧壁和吸力侧壁，所述压力侧壁和吸力侧壁在根部和顶端之间的翼展上延伸以及在彼此相反的前缘和后缘之间的翼弦上延伸。所述压力侧壁包括第一孔的第一图案和第二孔的第二图案，所述第二孔不同于所述第一孔，所述第一孔的第一图案分布在翼展和翼弦的较大区域上，而所述第二孔的第二图案分布在翼展和翼弦的较小区域上，所述的较小区域位于翼型部的顶端和中部翼展之间的压力侧壁上。
通过如下的详细说明并结合附图，将具体地描述本发明优选的和示例性的实施例及其目的和优点，这些附图是图1是示例性的第一级涡轮转子叶片的立体正视图。
图2是穿过图1所示叶片的正视截面图。
图3是图1所示翼型部外部部分的放大的局部截面图。
图4是沿图3所示翼型部的线4-4的径向截面立体图。
图5是沿图3所示翼型部的线5-5的横向正视截面立体图。
具体实施例方式
图1所示是用于燃气轮机的示例性的第一级涡轮转子叶片10。该叶片包括翼型部12，平台14，支承榫接部16，它们通过铸造的方式形成一个整体结构。所述平台限定了上游的燃烧器(未示出)产生的热燃烧用气体18的径向内边界，在工作期间，所述热燃烧用气体流过翼型部12的轴向下游。
翼型部12的中空结构用于接受穿过相应进气口的冷却用空气冷却剂20，从而在工作期间可以冷却叶片，所述进气口位于支承榫接部16的底部。在支承转子盘(未示出)的外周上，支承榫接部16设有与相应的榫形槽匹配的支承凸角或凸起部，在涡轮机内，所述叶片从所述支承转子盘外周沿径向向外延伸。
转子盘包括一整排或一部分(complement)叶片10，以便从燃烧用气体中获取能量而驱动转子盘转动，进而给产生压缩的冷却空气20的涡轮机的压缩机(未示出)提供动力。压缩机中大部分的压缩空气与燃料在燃烧器中混合，从而产生热燃烧用气体18，而压缩空气的一小部分被从压缩机中排出，用于冷却涡轮机叶片排。
翼型部12包括大体上凹形的压力侧壁22和大体上凸形的吸力侧壁24，压力侧壁22与吸力侧壁24在周向上相反，压力侧壁22与吸力侧壁24沿径向或纵向翼展从径向内根部26延伸到径向外端部28，其中径向内根部26是翼型部距离平台14最近的一端，而径向外端部28处于与该最近一端相反的翼型部远端。所述两个侧壁22、24还在相反的前缘和后缘30、32之间沿翼弦轴向延伸。
图2所示是图1中中空的叶片的剖面图，其包括用于引入压缩空气冷却剂20的内部冷却回路34，在工作期间，该回路沿径向向外穿过叶片。翼型部的两个侧壁在前缘和后缘之间沿周向或横向方向被间隔开，并通过多个在翼弦上间隔开的内部隔板或桥部36连接起来，所述内部隔板或桥部在翼展上沿径向延伸，从而限定出冷却回路34的相应通道1-8。
图1示出了压力侧壁22的全部，而图3示出了其径向外部部分的放大图。压力侧壁包括第一冷却孔38的第一二维(2D)分布和补充性的第二冷却孔40的第二二维分布，第二冷却孔横向穿过压力侧壁而延伸，第二冷却孔与内部冷却回路34流体连通，从而在工作期间从孔中排出冷却剂20。
第一孔38的第一图案沿纵向分布在平台14处的翼型部根部26和翼型部的至少中部之间。第一图案还沿轴向翼弦分布在相反的前缘和后缘30、32之间，并在压力侧壁的大部分外表面区域上提供了二维分布。
因此，第二冷却孔40的第二图案与第一图案不同，第二冷却孔40的第二图案分布在翼型部中部和远端部28之间的翼展和翼弦上，而且分布在压力侧壁的一小部分外表面区域上，与第一图案相比，第二图案被更优先地设置。
多个第一孔和第二孔38、40是薄膜冷却孔的不同形式，它们被战略性地分布在压力侧壁的翼展和翼弦上，从而提高薄膜冷却效果，由于在多年的商业实践中这种类型的涡轮叶片得到广泛地应用，上述分布还可以在原始的叶片上定位出现热损坏的位置。
第一孔38优选为直圆柱形薄膜冷却孔，其可以快速和经济地通过传统的激光钻孔来制造。
相反，第二冷却孔40优选为更复杂的散流孔，其流通面积在进口和出口之间分散或增大。可以利用与孔的分散构型相匹配的相应的EDM电极来形成第二孔40，相应地，这样做增加了制造工时和成本。
但是，可以通过限制第二孔的数量来限制增加的制造工时和成本，这些第二孔具体位于翼型部顶端附近，用于在出现热损坏的特定区域局部地提高冷却效果。
如图3所示，第二孔40的图案优选设置在压力侧壁22的前缘和后缘30、32之间，并处于第一孔38的图案的至少外部部分内部或内侧。第二孔40的图案是离散的，并与第一孔38隔离开，并且第二孔40的图案不与任何单独的孔相混合。
相应地，第一孔38的图案在横向上沿着四个侧边环绕着第二孔40的图案的外周，这四个侧边包括前缘30、后缘32、顶端28和翼型部的中部区域。通过这种方式，翼型部的压力侧壁和吸力侧壁上暴露的大多数冷却孔可以是相对廉价的圆柱形薄膜冷却孔，它们按照传统的方式布置，从而具有传统的性能。
例如，图1中所示基本的涡轮叶片10是前面背景技术部分中所述示例性的原始的(parent)涡轮叶片的一个代表，所述原始的涡轮叶片在美国和其他国家已经有着多年的商业应用，但是在此公开的本发明要对其进行改进，通过定位出现的热损坏而延长其使用寿命。
第二孔40的图案对于叶片来说是全新的，其将取代先前已经在原始的涡轮叶片上有着多年商业应用的额外的圆柱形薄膜冷却孔。新的第二孔40的图案被具体地定位和构造，并且在与第一孔38邻近的位置改变第一孔38的第一图案，这将在后面进一步描述。
因此，如果没有把第二孔40的第二图案引入涡轮叶片，那么叶片将具有传统的完整性，这种原始的叶片在美国和海外市场已经有了多年成功的商业应用。
第一图案中的圆柱形第一孔38包括围绕翼型部的前缘30的传统喷头孔列，其用于对该位置进行冷却。第一图案还包括沿着第二图案后的后缘的压力侧壁上第一孔的额外的孔列。在第二孔40的图案下方也能找到第一孔的额外孔列，第二孔的图案朝着平台向内延伸，但停止在不需要第二孔的前缘和后缘之间的不同的高度位置。
另外，第一孔38也沿着翼型部顶端28向外或在第二孔40的图案上方在轴向或翼弦方向上延伸。第一孔38的这一排孔给翼型部压力侧上的小型发声肋提供专门的冷却，所述发声肋从顶端板面向外延伸，并限定着内部冷却回路34的顶部的边界。
如图1和2所示的顶端板面可以包括额外的冷却孔，所述额外的冷却孔从顶端板面垂直延伸，并接受来自翼型部内部的一部分冷却空气，使其进入顶部空腔，从而给翼型部顶端和发声肋提供了额外的冷却。
翼型部的吸力侧可以具有任何传统的冷却孔的图案，例如像前面描述的原始叶片那样。而且，后缘32包括一排传统的圆柱形冷却孔，所述冷却孔穿过后缘而轴向延伸，并在压力侧壁和吸力侧壁之间的后缘停止延伸。
图3所示第二孔40的第二图案表示原始叶片上出现热损坏的区域。例如，在紧接着图示冷却孔的第二图案之后，可以在原始的第一图案处观察到热损坏。另外，在此之前，在新的第二图案的自身区域内，也可以观察到额外的热损坏。
因此，第二孔40的图案现在被引到压力侧壁上，以取代圆柱形孔的原始的第一图案的一小部分，从而在翼展的大约上部的25％的范围内提高翼型部压力侧的冷却效果。
相应地，本发明改进的涡轮叶片的一个目的是提高上述原始叶片中出现热损坏的区域的局部冷却效果，而不降低翼型部的其余部分的冷却效果，并且不增大或不显著增大压缩机提供的冷却涡轮叶片用的空气总量。
应当认识到，在整个涡轮叶片上额外补充的全部冷却孔都通过支承榫接部接受来自同一压缩空气源的压缩空气。因此，对每个涡轮叶片上有限的冷却空气量进行再分配可以影响整个叶片的冷却效果。
如图1所示，第一孔38中的大部分都被设置为多个垂直的孔排或列，它们在基本上直线排列的孔列上沿翼型部的翼展在翼弦方向平行地间隔开。相应地，新引入的第二孔40大部分被类似地设置为多个垂直的孔列，以及在相应于第一孔38的孔列、大多数基本上共线或直线排列的直线孔列上沿外部翼展在翼弦方向被平行地间隔开。
如图2-4所示，翼型部上的各种冷却孔都接受来自内部冷却回路34的冷却空气。所述冷却回路34本身可以具有任何传统的构型，例如前面描述的原始叶片那样。例如，冷却回路包括多个径向腿部或通道1-8，通道1-8在翼型部的根部26和顶端28之间的翼展上纵向延伸，并在前缘和后缘之间沿翼弦被纵向隔板36间隔和分离开。
如图2所示，隔板36中的一些从翼型部的顶端板面朝着平台径向向内延伸，而另一些隔板从平台朝着不到(just short of)顶端板面的位置径向向外延伸。冷却回路34穿过平台和支承榫接部径向向内延伸到支承榫接部底部的三个相应进气口，所述进气口平行地接受来自压缩机的冷却空气20。
如图4所示，对于原始的叶片，首先，从前缘30向后到接近第二隔板的最大厚度时，翼型部12的厚度T扩散或增大，然后在向后接近按照典型空气动力学形状的相对薄的后缘32时，其厚度变窄或收敛。冷却回路34的八个通道按照从前缘到后缘的方向依次编号，其中翼型部的最大厚度在第三通道3附近。
如图3和4所示，优选地，第二孔40的第二图案从第三通道3的翼型部最大厚度或其附近开始，朝着后缘32沿轴向或翼弦方向终止于倒数第二个通道即通道7。
如图2所示，内部冷却回路34包括一对前部通道1、2，前部通道1、2设置在前缘30后面，用于进行冷却。例如，插入前两个通道之间的隔板包括一列冲击孔，所述冲击孔引导来自第二通道的冷却剂，使其冲击位于第一通道内的前缘内侧，从而进行该位置的冲击冷却。第二通道具有位于支承榫接部底部的专用进气口。
冷却回路还包括多个中部通道3-7，中部通道3-7设置在前部通道1、2之后，并具有多路蛇形的构型。这五个通道3-7从第七通道7开始，在支承榫接部的底部具有一相应的进气口，冷却空气被引导着从后缘朝着前缘通过五个蛇行腿部而终止于第三通道3。
后部通道8设置在中部通道3-7之后，但位于后缘32之前，后部通道8具有另一个位于支承榫接部底部的进气口，用于引导冷却空气穿过一组后缘冷却孔。
如上所述，内部冷却回路34本身与传统原始的叶片相比，提供了对有限的冷却空气的优选分配，使冷却空气穿过八个通道而流过翼型部的整个侧壁。各种通道可以具有传统的扰流器以提高热传递，第八通道8具有许多桥接两个侧壁的圆柱形销，用于增强薄的后缘的冷却效果。
如上所述，顶端板面包括多个冷却孔，这些冷却孔把一部分内部冷却空气排入顶端空腔中。
如图3和4所示，优选地，第二孔40的第二图案从翼型部最大厚度处开始与第三流体通道3流体连通，其中第三通道是五路蛇形构型的最后一个腿部。
在优选实施例中，第二孔40的多个列被设置得与蛇形构型的相应流体通道3-7流体连通。通过这种方式，第二孔的不同列分别独立地通过不同的蛇形通道3-7获得冷却空气。
如图3和4所示，第一孔38中的大多数孔都按照传统方式横向地倾斜设置在压力侧壁22上，其具有15到20度以上的浅的倾角，从而使由孔排出的薄膜冷却空气具有最大的冷却效果，同时具有可接受的回流限度，并且减小薄膜从表面上离开或脱落的不希望发生的可能性。优选地，第一孔38是通过激光钻孔形成的直的、圆柱形孔，将在冷却回路内侧沿着压力侧壁的内表面形成卵形或椭圆形的进气口，在压力侧壁的外表面上将形成卵形或椭圆形的排气口，这在各个附图中都有清楚的显示。
相应地，穿过压力侧壁22的第二孔40是类似的倾斜的，其在压力侧壁的内表面上具有较小的进气口，在压力侧壁的外表面上具有较大的、扩散的排气口。各个第二孔40可以具有任何能形成散流孔的传统构型，通常，进气口具有直的恒定的截面积，在通向排气口的方向上流体截面积一直扩散或增大，直到压力侧壁的外表面为止。
进气口可以根据需要是圆柱形或长方形，第二孔40的排气口通常在小半角处对称地扩散，从而在向下游的方向上增大流体截面积。所述扩散需要排气口具有浅的扩散角度，从而使不期望的流体分离最小化或消除，从而使压力增大的同时允许冷却空气的速度降低。
散流孔，例如第二孔40，其构型是传统的和公知的，其可以提高薄膜冷却，但是它们的成形更加复杂而且生产成本更高，例如通过EDM加工时就是如此。
但是，第二孔40被选择性地引入到其他的传统的涡轮叶片上，用于在翼型部的外部翼展上的压力侧上定位出现的热损坏。因此，第二孔40的数量和位置是有限的，通常，第二孔取代在原始叶片上相应的圆柱形孔。
具体地说，如图3所示的第二孔40的前五列孔取代原始叶片上已有的第一孔32的相应的五列的圆柱形孔。第二孔40的第一列被设置为与第三通道3流体连通，并与下方的第一孔38成直线对齐。包括四个第二孔40的第一列孔取代原有的五个圆柱形孔，所述第一列孔的进气口直径是大约15毫英寸(0.38mm)，用于类似地测量从中排出的空气。
第二列孔也具有四个第二孔40，它们通过第四通道4被相应地供给冷却空气，并与下方的第一孔38成直线对齐。四个第二孔40取代原始叶片上的五个圆柱形孔，所述第二孔的进气口直径都是大约13毫英寸(0.33mm)，用于测量从中排出的空气。
第二孔40的第三列通过第五通道5被供给冷却空气，并与下方的第一孔列38成直线对齐。包括四个第二孔40的第三列孔取代原有的六个圆柱形孔，所述第三列孔具有如前一列的孔那样的普通直径的进气口。
类似地，第二孔40的第四列孔和第五列孔通过第六通道6和第七通道7被相应地供给冷却空气，并与第一孔38的相应列成直线对齐。第四列孔和第五列孔都包括四个第二孔40，类似地，每列孔都孔取代原始叶片上各个孔列的六个圆柱形孔，所述第四列孔和第五列孔具有与前面的孔列类似的进气口直径，用于测量冷却剂流体。
考虑到散流孔40与圆柱形孔38相比提高的冷却效果，以及两者不同的流体特性，与原始叶片上相应的孔列的孔数相比，第二孔40的前五列孔的孔数被减少了。第二孔40的这些孔列的孔数的减少使得对具体的定位得以优化，所述定位是沿着翼展和翼弦进行的，而这些孔列总体上都与第一孔38相应的孔列对齐，上述这些孔列都是通过相应的通道3-7被供给冷却空气。
如图3所示，较少数量的第二孔40的额外表面积还允许它们相应的孔列中的这些孔沿纵向位置交替或交错，所述纵向位置沿着相邻孔列之间的翼展分布。通过这种方式，每个孔列的第二孔40排放的薄膜冷却空气沿着翼型部的翼展横向扩展，并朝着后缘向下游继续扩展，从而提高孔40的第二图案内的薄膜冷却范围和从所述下游到薄的后缘的薄膜冷却范围。
如图1和3所示，在优选的实施例中，如同原始的叶片那样，第一孔38的第一图案像传统的方式那样是多方向的，因此在工作期间，当燃烧用气体流线向下游流过转动的叶片时，所述第一图案的多方向分布能最好地与燃烧用气体流线的局部方向相匹配。相反，第二孔40的第二图案优选为单方向的，并优选为沿轴向下游方向。
如图4和5所示，第一孔38主要沿翼展径向倾斜，并具有沿翼弦轴向倾斜的小部件，用于复合所述倾斜，从而产生卵形的排气口，该卵形排气口的主轴沿径向延伸。
相应地，第二孔40主要是倾斜的，或者如果有径向的倾斜，则只沿翼弦方向基本上具有轴向的轻微倾斜。在一个可选的实施例中，如果对燃烧用气体流线的具体分布来说有利于翼型部的冷却，第二孔40可以具有复合的倾斜，这可以通过进一步的研究和试验来确定。
如图4和5所示，每个散流孔40都具有通常恒定的截面积的进气口，其进气口被内部冷却回路供给冷却空气，每个散流孔40的出气口沿翼型部的翼展横向扩散，其后壁具有比进气口的倾斜角度更浅的倾斜角度。通过这种方式，第二孔40使排出的冷却空气扩散并提供相对于翼型部外表面更浅的排气角度，从而提高从排气口向下游发散的空气的薄膜冷却效果。
由于图3所示的涡轮翼型部是对原始叶片的改进，因此扩散的第二孔40不能直接替换具有不同构型的圆柱形第一孔38。如上所述，其中一个不同之处是第二孔40的孔数与原始叶片的圆柱形薄膜冷却孔的孔数不同。另一个不同之处是第二孔40沿翼展的图案位置和间距与相应的第一孔38的孔列不同。
另一个不同之处是对靠近翼型部的薄的后缘的第二孔40的引入。第二孔40的前四个孔列中的每一个被设置为与四个通道3-6分别对应的流体连通，前缘32之前的第二孔40的后两个孔列除外，所述的后两个孔列都与第七通道7流体连通。
如图3所示，第二孔40的包括倒数第二个孔列的前五个孔列被设置在相应的第一孔38的孔列上方并与之在径向上直线对齐，并且与五个通道3-7相应地流体连通。
但是，第二孔40的距后缘最近的最后一个孔列在一个新的或增加的孔排内有所补偿，所述新的或增加的孔排在原始叶片上在第二孔40的最后一个孔列的前、后对应的第一孔38的两个相邻孔列之间的轴向或翼弦方向上没有对应的部分。因此，第二孔40的第六列多引入了四个孔，所述多引入的四个孔具有与前面所述孔列相似的进气口流体截面积，因此补偿了由于圆柱形孔被散流孔替代引起的总孔数减少。
因此，二十八个圆柱形孔被从原始叶片中去除，并用二十四个散流孔替代，所述散流孔具有相匹配的进气口测量面积，从而确保各个涡轮叶片利用的冷却空气总量基本相同。两种类型的孔38、40具有不同的构型和不同的性能，并且以不同方式测量通过孔的冷却空气，但是用散流孔选择性地替换圆柱形孔的做法可以提高翼型部上出现热损坏的区域的冷却效果，而不损害翼型部的其它部分的冷却效果，并且不显著改变各个涡轮叶片所需的冷却空气总量。
如图3所示，由于第二孔40的后两个孔列通过第七流体通道7被供给冷却空气，所以各个孔的布置可以在翼展和翼弦上被优化，从而可以在该局部区域具体定位出现的热损坏。
相应地，在第二孔40的最后一个孔列之后立即设置的第一孔38的孔列也可以被改进以补充第二孔的相邻分布。例如，紧随着第二图案的第一孔38的孔列沿着翼型部的翼展可以是非直线的，并且一个外部部分在第二图案之后的翼展延伸到翼型部顶端，一个内部部分从第二图案下方延伸到翼型部中间翼展的下方。然后，第一孔38的所述非直线孔列的外部和内部部分或节段可以在翼弦上被互相补偿，所述补偿的方式是两个直的共线部分互相交错开。
因此，图1所示的涡轮转子叶片也可以像传统形式的原始叶片那样具有长的使用寿命，只是在外部翼展上进行具体地局部改动，从而提高出现热损坏的区域的冷却效果，进而延长叶片的使用寿命。
本发明中改进的叶片可以用在新的涡轮机上，或者用做对已有涡轮机的改装，本发明所利用的冷却空气总量与原有涡轮机基本上相同，只是改进性地对它们进行了重新分配。
尽管在此公开了本发明优选的和示例性的实施例，但是本领域技术人员可以容易地根据本发明的指教对它们作出另外的改进，因此，所有这些改进都被涵盖在后面要求保护的权利要求的精神实质和范围内。
因此，本发明要求保护的美国专利特许权在下面的权利要求书中进行了限定和表述。
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转子叶片12翼型部14平台16支承榫接部18燃烧用气体20空气冷却剂22压力侧壁24吸力侧壁26内根部28外顶端30前缘32后缘34冷却回路36隔板38第一冷却孔40第二冷却孔
权利要求
1.一种涡轮转子叶片(10)，包括整体的翼型部(12)，平台(14)和支承榫接部(16)；以及所述翼型部(12)是中空的，并位于彼此相反的压力侧壁和吸力侧壁(22，24)之间，所述压力侧壁(22)包括第一薄膜冷却孔(38)的第一图案和第二散流孔(40)的第二图案，其中所述第一孔(38)不同于所述第二孔(40)，所述第一图案不同于所述第二图案，所述第一图案分布在所述平台(14)和所述翼型部的中部翼展之间的翼展上，并且分布在相反的前缘和后缘(30，32)之间的翼弦上，所述第二图案分布在所述翼型部(12)的所述中部翼展和顶端(28)之间的翼展和翼弦上。
2.如权利要求1所述的叶片，其中所述第一孔(38)包括多个沿所述翼展的孔列；以及所述第二孔(40)包括多个基本上直线排列的孔列。
3.如权利要求2所述的叶片，其中所述内部冷却回路(34)包括多个通道(1-8)，这些通道在所述根部(26)和顶端(28)之间的翼展上延伸，并沿着所述翼弦被间隔开；所述翼型部(12)首先从所述前缘(30)开始向后增大其厚度，一直增大到最大厚度，然后其厚度在向着薄的后缘(32)的方向上向后收敛，以及所述第二孔(40)的第二图案在其中一个所述通道(3)的所述最大厚度附近开始，并在另一个所述通道(7)的所述后缘(32)前终止。
4.如权利要求3所述的叶片，其中所述第一孔(38)的大部分倾斜穿过所述压力侧壁(22)，并在所述压力侧壁(22)的外表面上具有椭圆形的排气口；以及所述第二孔(40)倾斜穿过所述压力侧壁(22)，并在所述压力侧壁(22)的外表面上具有散流式的排气口。
5.如权利要求4所述的叶片，其中所述孔列中的第二孔(40)沿着相邻孔列之间的所述翼展的图案位置是交替式的。
6.如权利要求5所述的叶片，其中所述第一孔(38)还包括沿所述前缘(30)朝着所述第二图案的多个孔列，位于所述第二图案后部沿着所述后缘(32)的多个孔列，以及沿着所述第二图案外侧的所述顶端(28)延伸的一排孔。
7.如权利要求5所述的叶片，其中所述第一孔(38)主要沿所述翼展倾斜，所述第二孔(40)主要沿所述翼弦倾斜。
8.如权利要求5所述的叶片，其中所述第一孔(38)的第一图案是多方向的，所述第二孔(40)的第二图案是单方向的。
9.如权利要求5所述的叶片，其中所述内部冷却回路(34)包括设置在所述前缘(30)后面的一对前部通道(1，2)，用于进行该处的冲击冷却；设置在所述前部通道(1，2)后面的多个中部通道(3-7)，所述中部通道具有多路蛇形构型，所述第二孔(40)开始于所述中部通道；以及设置在所述中部通道(3-7)后面和所述后缘(32)前面的后部通道(8)。
10.如权利要求9所述的叶片，其中所述第二孔(40)的每个孔列被设置成与所述通道(3-6)中的每个分别流体连通，所述后缘(32)之前的最后两个孔列除外，所述的最后两个孔列都与所述通道(7)共同流体连通；以及所述第二孔(40)的倒数第二个孔列在所述第一孔(38)的相应孔列上方并与之成一直线，第二孔(40)的最后一个孔列在所述第一孔(38)的两个相邻孔列之间的翼弦上被偏移。
全文摘要
一种中空的涡轮机翼型部(12)，包括压力侧壁和吸力侧壁(22，24)，所述压力侧壁和吸力侧壁(22，24)在根部(26)和顶端(28)之间的翼展上延伸并且在彼此相反的前缘和后缘(30，32)之间的翼弦上延伸。所述压力侧壁(22)包括第一孔(38)的第一图案和第二孔(40)的第二图案，所述第二孔(40)不同于所述第一孔(38)，所述第一孔(38)的第一图案分布在翼展和翼弦的较大区域上，而所述第二孔(40)的第二图案分布在翼展和翼弦的较小区域上，所述的较小区域位于翼型部(12)的顶端(28)和中部翼展之间的压力侧壁(22)上。
文档编号F01D5/18GK1970997SQ20061014954
公开日2007年5月30日 申请日期2006年8月31日 优先权日2005年8月31日
发明者N·C·帕尔默, K·L·柯肯, 李经邦 申请人:通用电气公司