专利名称：使用双涡流机构的涡轮翼型件凹形冷却通道和方法
技术领域：
本发明涉及涡轮翼型件(airfoil)构造，更具体地涉及一种位于翼型 件前缘的凹形内表面中的湍流器(turbulator)构造。
背景技术：
一般而言，任何被冷却的燃气涡轮翼型件都希望增大内部的冷却 程度。任何此种翼型件的前缘冷却通道将在翼型件上经历最高的热负 荷，因此需要最高程度的内部冷却。这种要求对于闭路冷却式翼型件 就更加明显，例如，通用电气公司生产的H-系统涡轮⑧的蒸汽冷却动 叶(然而，这种要求对于所有被冷却的涡轮都是存在的)。人们一直在 寻找能够实现高传热系数、均匀传热以及较低摩擦系数的解决方案。 任何解决方案还应优选地能通过熔模铸造的方法来制造。在开路空冷式涡轮翼型件中，解决方案通常包括增加翼型件前 缘中的薄膜冷却以补偿较低的内部传热，或者在存在足够压位差的情 况下增加进入凹形前缘通道的冲击传热。通过壁式射流(wall-jet)喷射 的涡旋(swirl)冷却是另一解决方案。在闭路冷却式翼型件中，解决方 案通常是围绕凹形表面上几种有限形式的湍流来展开。现有技术对于闭路冷却的主要解决方案是使用横向重复布置的 湍流器，即这些湍流器大致垂直于该通道的纵向轴线进行布置。图1 显示凹形冷却通道2的现有技术布局，其包括横向湍流器3。图2是 显示冷却通道的凹形形状的端视图。如果湍流器3为横向的且各为连 续的条，则它们通过对流体进行阻绊来提供混合而以常规方式起作 用。常规的方法会导致高传热和高摩擦系数。无论翼型件前缘是否为 凹形，情况都是如此。
如图3所示，人们提出使湍流器3相对于流体倾斜。如果湍流器 3相对于流体倾斜，例如，图3中成45。，但在凹形部分内仍然成连续 的形式，则流体的一部分会在表面附近跟随湍流器3进行转向，从而 在半圆形通道2中形成涡旋。这用来大大地降低摩擦系数，并且同时 也实现高传热系数。然而，传热均匀性并不高。此外，这种几何形状 无法适用于熔模铸造工艺，这是因为湍流器3在整个凹形表面上连续 倾斜。这些湍流器3的铸造形状的偏差会很大，并且湍流器的若干区 域会具有不希望的倾斜度或尺寸。因此，希望提供一种前缘构造，其带有实现高传热和低摩擦损失 并且同时还能通过熔模铸造方法进行铸造的湍流器布置。发明内容在一个示例性实施例中，涡轮翼型件包括具有凹形冷却流体通道 的前缘。凹形冷却流体通道的顶部将该流体通道划分成相邻的区域。 涡轮翼型件包括多个第一湍流器，其设置在相邻区域中的一个中； 以及多个第二湍流器，其设置在相邻区域中的另一个中。这些多个第 一湍流器和第二湍流器彼此相对定位，以使冷却流体转向为沿该顶部 重新结合的对置涡流，并且实现所希望的传热和压力损失。在另 一示例性实施例中，涡轮翼型件包括在每一相邻区域中以相 对于冷却流体方向的相对角设置的多个湍流器，其中这些湍流器彼此 相对定位，并且在尺寸和形状方面设置为使冷却流体转向为沿该顶部 重新结合的对置涡流并实现所希望的传热和压力损失。在又一示例性实施例中， 一种构造具有凹形冷却流体通道的涡轮 翼型件前缘的方法包括如下步骤铸造具有多个第一湍流器和多个第 二湍流器的凹形冷却流体通道，这些多个第 一 湍流器和多个第二湍流 器;f皮此相对定位，以使冷却流体转向为沿凹形冷却流体通道的顶部重 新结合的对置涡流，并且实现所希望的传热和压力损失。
图l显示具有横向湍流器的常规冷却通道；图2是前缘部分的端视图，其显示湍流器在凹形内部表面中的位置；图3是针对图1中的构造的问题所提出的解决方案(其包括相对于 流体倾斜的湍流器)；图4是图3的凹形冷却流体通道的端视图；图5显示包括布置成交替式倾斜条的湍流器的凹形冷却流体通道；图6是图5所示的凹形冷却流体通道的端视图；及 图7和图8显示湍流器的可选布置。附图标记10 前缘12 分模线14 顶部区域16 (湍流机构的)一半18 (湍流^L构的)一半20 湍流器具体实施方式
参照图5和图6，湍流器的设计构造为在流动和制造时都适应前 缘10的凹形性质。对于制造，这意味着允许沿着翼型件顶部区域14 的分模线12将湍流机构分成两个相邻的区域或两半16,18。这大大地 降低或消除了与凹形区域中的倾斜湍流器相关联的铸造偏差和复杂 性。然后，如图5所示，相对于总体流体方向(参见箭头A)将两组湍 流器20设定成钝角a,以使近表面流体至少部分地跟随湍流器20的 方向。优逸地，该钝角约为135°,但可使用其他的钝角来产生所希望
的传热和压力损失。优选地，将这两组相邻的湍流器20定向成镜像布置，以使所述 近表面流体沿两个相反的方向行进，从而形成图6所示的两个对置涡 流。由于通道10为凹形，所以这些对置涡流在远离待冷却表面处重 新结合，然后重新引导回到顶部区域14,因而强化了整个双涡流机构。 这种故意的双涡流提供非常高的传热系数以及非常低的摩擦系数，因 为流体不再受到横向湍流器的强制扰乱。另外，这种循环使来自冷却 流体核心的较冷流体流出至待冷却的金属表面，从而进一步提高了冷 却效率。在存在或不存在薄膜抽离、存在或不存在沖击冷却或壁式射流冷 却的情况下，这种构造都可与闭路式冷却或者与空冷开路式冷却一同 使用。如图5所示，相邻区域16,18中的湍流器20以交错关系或断开的 V形(所谓断开的V字形)进行设置。相邻湍流器20在顶部14处分开 的性质提高了该区域的传热，然而具有相对角度的接合在一起的湍流 器反而会形成较低的传热。以断开的V字形使这两组湍流器条20相 互交错并不是以上益处的需要，而是将获得针对铸造的更好的设计。 呈V字形构造(未断开的V形)的湍流器20显示于图7和图8中。在 图7中，弯曲的V字形湍流器20被对准，以便没有任何交错并且沿 着顶部区域没有断开之处。实际上，该铸造工艺将要求两个拉模之间 的分模线沿着该几何形状的顶部虚线进行定位，因为这两组湍流器20 处在不同的角度。这条分离线是实际存在的，然而其可在湍流器20 之间具有难以察觉的小间隙。在图8中，湍流器20同样被对准，并 且未交错，但在两组湍流器20之间存在间隙，以使得铸造工艺更加 容易(即比较不容易受超规格的尺寸的影响)。另外，翼型件前缘通道IO无需严格地为半圆形，只要大致成凹 形即可。由两组对置的倾斜湍流器2 0所导致的位于凹形流体通道10内侧
的双涡流用于将顶部区域14处的流体分成两个对置的涡流分支(见图 6)。对置涡流的强化作用通过降低先前在高度分离的湍流中所经历的 能量损失而降低了摩擦系数。这个强大的涡流保持了所需要的高传热 水平，并且倾斜湍流器20还增加了更大的传热表面积。所示构造可 通过常规手段铸造而成，该常规手段例如通过熔模铸造或本领域中已 知可获得整体铸造金属部件的若干方法中的任一种。用于铸造翼型件的示例性工艺需要代表两半翼型件的至少两个 拉模、沿前缘和后缘分裂的压力侧和吸入侧。湍流器20的几何形状 是由陶瓷芯以及由经济的拉^^莫数量所施加的限制来决定。存在用于限 定内部冷却通道表面的陶资芯的模具，以及用于翼型件的外部的其它 模具。每个模具都使用至少两个拉模以类似的方式进行操作。在发动机典型的无量纲(non-dimensional)流动条件下在凹形流体 通道中实施了实验室模型测试。针对非湍流通道、带有横向湍流器的 通道(图1)、带有连续45。湍流器的通道(图3)以及所述实施例的几何 形状实施了测试。结果分别显示传热至少等于横向湍流器的传热(当增 大表面积时更高)，而摩擦系数降低了 50%。测试明显地显示传热更加 地均匀。尽管结合目前认为是最为实际和优选的实施例阐述了本发明，但 应理解的是，本发明并非限定于所公开的实施例，而相反意图覆盖归 属权利要求的精神和范围的各种修改和等效布置。
权利要求
1. 一种涡轮翼型件，其包括具有凹形冷却流体通道的前缘(10)，其中，所述凹形冷却流体通道的顶部(14)将所述流体通道分成相邻区域(16，18)，所述涡轮翼型件包括多个第一湍流器(20)，其设置在所述相邻区域中的一个中；和多个第二湍流器(20)，其设置在所述相邻区域中的另一个中；其中，所述多个第一湍流器和多个第二湍流器彼此相对定位，以使冷却流体转向为沿所述顶部重新结合的对置涡流，并且实现所希望的传热和压力损失。
2. 如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述多个第一 湍流器(20)和多个第二湍流器(20)设置为相对于所述冷却流体的方向 成相应的钝角。
3. 如权利要求2所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述钝角分别 介于±120。与±150。之间。
4. 如权利要求3所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述钝角分别 为大约±135°。
5. 如权利要求2所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述多个第一 湍流器(20)和多个第二湍流器(20)以V字形构造进行设置。
6. 如权利要求2所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述多个第一 湍流器(20)和多个第二湍流器(20)以断开的V字形构造进刊 没置。
7. 如权利要求1所述的涡轮翼型件，其特征在于，所述多个第一 湍流器(20)和多个第二湍流器(20)在尺寸和形状方面设置为用于使所 述冷却流体转向并实现所希望的传热和压力损失。
8. —种构造具有凹形冷却流体通道的涡轮翼型件前缘(10)的方 法，所述方法包括铸造具有多个第一湍流器(20)和多个第二湍流器 (20)的凹形冷却流体通道，所述多个第一湍流器和多个第二湍流器彼 此相对定位，以使冷却流体转向为沿所述凹形冷却流体通道的顶部重 新结合的对置涡流，并且实现所希望的传热和压力损失。
9. 如权利要求8所述的方法，其特征在于，实施所述铸造步骤以 使所述多个第一湍流器(20)和多个第二湍流器(20)设置为相对于所述 冷却流体的方向成相应的钝角。
10. 如权利要求9所述的方法，其特征在于，实施所述铸造步骤 以使所述多个第一湍流器(20)和多个第二湍流器(20)以V字形构造进 行设置。
全文摘要
本发明涉及一种使用双涡流机构的涡轮翼型件凹形冷却通道和方法，该涡轮翼型件包括具有凹形冷却流体通道的前缘(10)。凹形冷却流体通道的顶部(14)将流体通道分成相邻的区域(16，18)。涡轮翼型件包括多个第一湍流器(20)，其设置在相邻区域中的一个中；以及多个第二湍流器(20)，其设置在相邻区域中的另一个中。多个第一湍流器和多个第二湍流器彼此相对定位，以使冷却流体转向为沿顶部重新结合的对置涡流，并且实现所希望的传热和压力损失。
文档编号F01D5/18GK101397916SQ20081016640
公开日2009年4月1日 申请日期2008年9月25日 优先权日2007年9月28日
发明者伊策尔 G·M, R·S·班克 申请人:通用电气公司