专利名称：翼型件后缘及其制造方法
技术领域：
本发明主要涉及翼型件后缘，并且更具体地涉及具有薄后缘的冷却式涡轮翼型件。
背景技术：
通常，在非限制性实例中，冷却式涡轮翼型件包括前缘和后缘。涡轮的外部翼型件表面上的热流体结合后缘处的过高流体速度在材料温度受限于合理值时导致高的热流量。 对后缘的加热导致后缘劣化且寿命变短。以前采用了不同的手段来减少对后缘的加热。一种这样的手段的典型实例为增大后缘的厚度，从而容许对后缘的内部冷却来降低后缘由于所施加的热流造成的劣化。然而，通常公知的是，后缘的厚度与翼型件的空气动力效率成反比。因此，增大后缘的厚度会不利地影响翼型件的效率。相反，减小后缘的厚度可导致后缘的快速劣化。一些翼型件采用冷却系统来向后缘提供冷却。一种这样的手段为翼型件压力侧的泄放槽口，在该处，翼型件压力侧的后部在通过铸造工艺形成翼型件的期间形成为具有中间槽脊(land)的一系列槽口。泄放槽口连接到内部冷却通道上，且在后缘处提供冷却流体。冷却流体降低受热后缘的温度。然而，冷却有效性通常降低超出良好耐用性点。这导致翼型件不合意的成本和较低效率。因此，获得在后缘上具有充分冷却的薄后缘仍是一种挑战。因此，需要一种改进的翼型件来解决上述问题。
发明内容
根据本发明的一个实施例，提供了一种翼型件。该翼型件包括前缘；后缘；吸入侧和压力侧。该翼型件还包括构造成用以传送冷却流体的内部冷却腔体。该翼型件还包括沿翼型件的跨距(span)设置且构造成用以将冷却流体从冷却腔体朝向后缘供送的多个内部冷却通道；其中，紧邻翼型件后缘的压力侧区段经移除以露出紧邻翼型件后缘的多个内部冷却通道的一部分。根据本发明的另一实施例，提供了一种用于加工包括多个内部冷却通道的翼型件的方法。该方法包括有选择地移除紧邻翼型件后缘的压力侧区段以露出紧邻翼型件后缘的多个内部冷却通道的一部分。根据本发明的又一实施例，提供了一种冷却翼型件的方法。该方法包括将冷却流体从冷却腔体经由多个内部冷却通道朝向后缘供送；其中，该多个内部冷却通道包括紧邻后缘的露出部分。该方法还包括在紧邻后缘的露出部分上形成冷却流体的引导膜以便冷却该露出部分。
当参照附图阅读如下详细描述时，本发明的这些及其它特征、方面和优点将变得更好理解，所有附图中的相似标号表示相似的零件，在附图中
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图1为常规燃气轮机的简图。图2为图1中的高压涡轮的常规翼型件的简图。图3为图2中的常规翼型件的后缘的截面视图的简图，绘出了压力侧唇缘(Iip) 厚度和泄放槽口。图4为根据本发明实施例的图2中的常规翼型件的后缘的简图，绘出了有选择地从紧邻翼型件后缘的压力侧区段除去的示例性多边形区段。图5为图4中的后缘的简图，绘出了有选择地移除紧邻后缘的压力侧区段之后的多个内部冷却通道的露出部分。图6为根据本发明实施例的紧邻翼型件后缘的图5中的多个内部冷却通道的露出部分的截面前视图的简图。图7为图5中的后缘的简图，绘出了通过将图5中的多个内部冷却通道的露出部分加工成根据本发明实施例的预定形状而形成的扩散体(diffuser)。图8为通过将图5中的多个内部冷却通道的露出部分加工成根据本发明实施例的预定形状而形成的图7中的扩散体的截面前视图的简图。图9为表示根据本发明实施例的加工翼型件以形成扩散体的方法中所涉及的步骤的流程图。零件清单
10常规涡轮发动机
12前部风扇
14多级高压压缩机
16多级低压压缩机
17燃烧器
18多级低压涡轮
20高压涡轮
22翼型件
24前缘
沈后缘
30压力侧
32吸入侧
；34流动方向
36多个冷却通道
37泄放槽口
38唇缘厚度
39后缘厚度
40有选择地移除的压力侧区段
41翼型件跨距
42冷却流体
44冷却腔体
48露出部分
52扩散体M引导膜62形成旋转叶片64加工旋转叶片以沿叶片跨距形成多个内部冷却通道66有选择地移除紧邻翼型件后缘的压力侧区段以露出紧邻翼型件后缘的多个内部冷却通道的一部分68将多个内部冷却通道的露出部分加工成预定形状
具体实施例方式如下文更为详细阐述的那样，本发明的实施例包括翼型件和用于加工翼型件的方法。翼型件包括具有紧邻翼型件后缘的露出部分的多个内部冷却通道。该多个内部冷却通道的该部分通过有选择地移除紧邻后缘的翼型件压力侧区段而露出。该多个内部冷却通道的露出部分进一步加工成预定形状。通常，翼型件的外部翼型件表面上的热流体与后缘处的过高流体速度相结合，当材料温度受限于合理值时导致高的热流量。后缘的较高材料温度导致翼型件的劣化和较高的维护成本。此外，由于当前的制造约束，例如与熔模铸造工艺相关的那些，故在减小后缘的厚度方面存在限制。此外，通常公知的是，后缘的厚度与翼型件的空气动力效率成反比。 因此，对减小后缘厚度的限制不利地影响翼型件的效率。因此，下文参照图1至图6描述了后缘厚度已期望地减小的新型翼型件及其制造方法。图1为常规涡轮发动机10的简图。涡轮发动机10包括前部风扇12、多级高压压缩机14、多级低压压缩机16、燃烧器17、多级低压涡轮18以及高压涡轮20，它们成串流连通。在涡轮发动机10的操作中，空气向下游流动穿过前部风扇12通向多级低压压缩机16。 空气经受压缩且继续向下游流动穿过高压压缩机14，在其中，空气变为高度加压的。高度加压的压缩空气的一部分经引导通向燃烧器17，与燃料相混合，且经点燃而产生热的高度加压的推进气体，该气体进一步向下游流动，且由高压涡轮20使用以驱动高压压缩机14。热的高度加压的推进气体膨胀且损失它们的一部分能量，并继续进一步向下游流动。气体由多级低压涡轮18使用以驱动前部风扇12和多级低压压缩机16。高压涡轮20包括多个翼型件22 (图2)。参照图2更为详细地描述翼型件22。这里应当注意的是，虽然参照的是涡轮发动机来阐述翼型件，但该翼型件适用于任何其它应用，如冷却导叶或喷嘴，在其中也考虑对后缘的加热需要进行控制。图2为图1中的高压涡轮20的常规翼型件22的简图。翼型件22包括对流体流提供升力和方向的前缘M和后缘26。这里应当注意的是，用以接触进入气体的翼型件22 的第一边缘称为"前缘"24，而在气体流动穿过翼型件22时接触气体的第二边缘称为" 后缘"26。在本发明的实施例中，翼型件22通过熔模铸造工艺形成。在另一实施例中，翼型件22可包括但不限于叶片、轮叶、导叶和喷嘴。在操作中，热的高度加压的推进气体在高压涡轮20 (图1)上流动，且使翼型件22旋转。经受较高压力的翼型件22的一面称为"压力侧"30，而经受"较低压力"的一面称为"吸入侧"32。热的高度加压的推进气体大致沿方向34从前缘M朝向后缘沈在翼型件两侧上流动。当气体流动穿过翼型件22时，气体在较长的一侧比较短的一侧流动更快。较快移动的气流具有比较慢移动的气流更低的压力。该压力差产生沿翼型件22吸入侧32方向上的力。该力称为"升力"。热的高度加压的推进气体沿方向34的流动导致对后缘沈加热。提供了多个内部冷却通道(在随后的图 3、图4、图5中示出)用来降低后缘沈的温度。此外，泄放槽口 37形成在紧邻后缘沈的多个内部冷却通道的端部处。图3为图2中的常规翼型件的后缘沈的截面视图的简图，绘出了压力侧唇缘厚度 38和泄放槽口 37。如上文所述，翼型件22 (图2)的空气动力效率随后缘厚度39的减小而增大。期望的是进一步减小后缘厚度39来增大翼型件22的效率。此外，通常公知的是翼型件22的唇缘厚度38与翼型件22的效率成反比。这里应当注意的是，唇缘可称为朝向后缘26的压力侧30的边缘。因此，期望的是减小唇缘厚度38来增大翼型件22的效率。下文参照图5至图9来更为详细地描述减小后缘厚度39和唇缘厚度38的方法和系统。图4为图2中的常规翼型件22的后缘沈的简图，绘出了用以从紧邻翼型件22 (图 2)后缘沈的压力侧30有选择地移除的示例性多边形的区段40。通常，冷却系统提供在翼型件22中用来在操作期间冷却后缘26。多个内部冷却通道36沿翼型件22的跨距41设置，以便在翼型件22内从冷却腔体44朝向后缘沈供送冷却流体42，以便降低后缘沈的温度。在本发明的实施例中，多个内部冷却通道36通过熔模铸造工艺、下文称为"EDM"的放电加工、下文称为"ECM"的电化学加工，磨削或它们的组合来形成。在另一实施例中，多个内部冷却通道36具有跑道形、椭圆形或圆形截面。冷却流体42的用以控制对后缘沈加热的能力直接与后缘26的厚度、几何形状和制造相关。厚度39可通过有选择地移除紧邻后缘26的压力侧区段40来减小。下文将详细描述具有有选择地移除的压力侧区段40的后缘26。图5为根据本发明实施例的图4中的后缘的简图，绘出了在有选择地移除紧邻后缘26的压力侧区段40 (由图4中的5-5切割线标示)之后多个内部冷却通道36的露出部分48。紧邻翼型件22 (图2)后缘沈的压力侧区段40通过放电加工、电化学加工、磨削、磨料水射流加工、激光微加工或它们组合来有选择地移除。在示例性实施例中，有选择地移除压力侧区段40导致后缘沈的后缘厚度39减少大约百分之四十。在一个实施例中，唇缘厚度38小于或等于多个内部冷却通道36的高度。在另一实施例中，有选择地移除区段40包括移除大致多边形截面的区段40。如本文所用，用语"大致多边形的区段"包括任何几何形状的区段，举例来说，例如具有弯曲边缘的任何形状。在一个具体实施例中，有选择地移除压力侧区段40还可包括移除翼型件22后缘沈的一部分。为了更好地理解紧邻后缘沈的露出部分48的形状，下文在图6中描述了露出部分48 (由6-6切割线标示)的前视图。图6为根据本发明实施例的紧邻翼型件22(图2)后缘沈的图5中的多个内部冷却通道36的露出部分48的截面前视图的简图。在示例性实施例中，多个内部冷却通道36 的露出部分48包括半圆形或半椭圆形。该多个内部冷却通道36的露出部分48通过一种或多种上述方法加工成预定形状。参照图7将详细描述露出部分48的预定形状。图7为图5中的后缘沈的简图，绘出了根据本发明实施例的通过将图5中的多个内部冷却通道36的露出部分48加工成预定形状而形成的扩散体52。在一个实施例中，将露出部分48 (图幻加工成预定形状包括将多个内部冷却通道36的露出部分48定形为用以形成多个扩散体52。在一个具体实施例中，多个内部冷却通道36的露出部分48的表面面积经增大而形成扩散体52。露出部分48的表面面积通过沿露出部分48的长度使露出
6部分48的宽度增大来增大，其中，较宽部分位于后缘沈的端部处。在示例性实施例中，内部冷却通道36的露出部分48可加工成各种预定形状，且对于所有应用并非必然地需要为扩散体。在非限制性实例中，露出部分48可加工成矩形，且加工的露出部分48的深度还可随沿露出部分长度的位置而变化。此外，扩散体52在紧邻后缘沈的多个内部冷却通道36 的露出部分48上形成冷却流体40的引导膜M。引导膜M可在下文参照图8更好地理解。 为了更好地理解扩散体52的形状和引导膜M的形成，下文在图8中描述了扩散体52 (由 8-8切割线标示)的前视图。图8为根据本发明实施例的通过将图5中的多个内部冷却通道36的露出部分 48(图幻加工成预定形状而形成的图7中的扩散体52的截面前视图的简图。在示例性实施例中，扩散体52包括碗形。相比于通过常规内部冷却通道所形成的膜，露出部分48的增大的表面面积导致引导膜讨覆盖后缘26的较宽表面面积以便冷却。后缘沈处的冷却流体40 (图7)的引导膜M降低后缘沈的温度，且向翼型件22 (图2)的后缘沈提供冷却效应。为了更好地理解加工翼型件22来形成扩散体52，下文在图9中详细论述了包括用于加工翼型件22的步骤的流程图。图9为表示根据本发明实施例的加工翼型件来形成扩散体中所涉及的步骤的流程图。该方法包括在步骤62中通过铸造工艺形成翼型件。在步骤64中，翼型件经加工而形成沿翼型件跨距的多个内部通道。在示例性实施例中，多个内部冷却通道通过一种或多种上述方法来形成。在步骤66中，紧邻后缘的压力侧区段有选择地移除以露出多个内部通道。在步骤68中，多个内部冷却通道的露出部分经加工而成预定形状。在特定实施例中， 多个内部冷却通道通过一种或多种上述方法而形成。在一个实施例中，预定形状包括扩散体。在另一实施例中，扩散体包括碗形。上述翼型件的各种实施例提供了包括厚度减小的后缘和紧邻后缘露出而形成扩散体的多个内部冷却通道的翼型件。后缘的厚度通过有选择从紧邻后缘的压力侧移除一区段来减小。有选择地移除该区段会露出紧邻后缘的多个内部冷却通道的一部分。该露出部分通过增大多个内部冷却通道的露出部分的表面面积而加工形成扩散体。扩散体在后缘处形成引导膜以便在操作期间冷却具有减小的厚度的后缘，且在后缘表面处保留冷却剂，同时还使冷却剂在较大表面面积上扩散而获得较高的总体冷却效率。因此，这些技术提供了充分冷却的薄后缘，导致后缘更薄大约百分之四十，翼型件的效率提高且翼型件维护成本降低。当然，应当理解的是，上文所述的所有这些目标或优点并非必然地都可根据任何特定实施例来实现。因此，例如，本领域的普通技术人员将认识到，本文所述的系统及技术可通过实现或优化如本文所教导的一个优点或优点组合的方式来实施或执行，而并不必然地实现本文所教导或提出的其它目标或优点。此外，熟练技术人员将根据不同实施例而认识到各种特征的互换性。例如，相对于一个实施例定形多个内部冷却通道的露出部分来形成扩散体可适用于结合有选择地移除大致多边形的压力侧区段来使用。通常，所述各种特征，以及对于各特征的其它公知等同物可由本领域的普通技术人员相混合和匹配来构建根据本公开内容原理的附加系统和技术。尽管本文仅示出和描述了本发明的一些实施例，但本领域的普通技术人员将会想到许多修改和变化。因此，应当理解的是，所附权利要求意图涵盖落入本发明的真正精神内的所有这些修改和变化。
权利要求
1.一种翼型件(22)，包括 前缘(24)；后缘(26)； 吸入侧(32)； 压力侧(30)，构造成用以传送冷却流体G2)的至少一个内部冷却腔体G4)；以及多个内部冷却通道(36)，其沿所述翼型件0 的跨距设置且构造成用以将所述冷却流体0 从所述冷却腔体G4)朝向所述后缘06)供送；其中，紧邻所述翼型件02)的后缘06)的所述压力侧(30)的区段00)经移除而露出紧邻所述翼型件02)的后缘06)的所述多个内部冷却通道(36)的部分08)。
2.根据权利要求1所述的翼型件(22)，其特征在于，紧邻所述翼型件02)的后缘06) 的所述多个内部冷却通道(36)的露出部分08)包括扩散体(52)。
3.根据权利要求2所述的翼型件(22)，其特征在于，所述扩散体(5 包括沿所述露出部分G8)的长度朝向所述后缘06)的增大的宽度。
4.根据权利要求1所述的翼型件(22)，其特征在于，所述压力侧(30)的经移除的区段 (40)包括大致多边形的截面。
5.一种用于加工包括多个内部冷却通道(36)的翼型件0 的方法，所述方法包括 有选择地移除紧邻所述翼型件0 的后缘06)的压力侧区段(40)，以便露出紧邻所述翼型件02)的后缘06)的所述多个内部冷却通道(36)的部分08)。
6.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，所述方法还包括将紧邻所述后缘06)的所述露出部分G8)加工成预定形状。
7.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，有选择地移除紧邻所述翼型件0 的后缘06)的所述压力侧区段GO)包括通过放电加工(EDM)、激光微加工、电化学加工(ECM)、 磨料水射流加工、磨削或它们的组合来移除所述压力侧(30)区段。
8.根据权利要求5所述的方法，其特征在于，将所述多个内部冷却通道(36)的露出部分G8)加工成所述预定形状包括定形所述内部冷却通道(36)的露出部分08)以形成扩散体(52)。
9.根据权利要求8所述的方法，其特征在于，形成所述扩散体(5 包括增大沿所述露出部分G8)的长度朝向所述后缘06)的宽度。
10.一种冷却翼型件02)的方法，包括将冷却流体0 从冷却腔体G4)经由多个内部冷却通道(36)朝向后缘06)供送， 其中，所述多个内部冷却通道(36)包括紧邻所述后缘06)的露出部分08)；在紧邻所述后缘06)的所述露出部分G8)上形成所述冷却流体0 的引导膜(54) 以便冷却所述露出部分G8)。
全文摘要
本发明涉及翼型件后缘及其制造方法。具体而言，提供了一种用于加工包括多个内部冷却通道(36)的翼型件(22)的方法。该方法包括有选择地移除紧邻翼型件(22)后缘(26)的压力侧(30)区段，以便露出紧邻翼型件(22)后缘(26)的多个内部冷却通道(36)的一部分(48)。该方法还包括将多个内部冷却通道(36)的露出部分(48)加工成预定形状。
文档编号F01D5/18GK102235183SQ201110119570
公开日2011年11月9日 申请日期2011年4月29日 优先权日2010年4月30日
发明者R·S·班克 申请人:通用电气公司