本发明涉及用于燃气涡轮机的涡轮叶片，并且更具体而言，涉及一种不对称形状的涡轮叶片内部末梢转弯。
背景技术：
在工业燃气涡轮发动机中，产生热压缩气体。燃烧系统从压缩机接收空气，并且通过混合在燃料中并燃烧混合物将其提升到高能级，其后燃烧器的产物膨胀通过涡轮。
热气流通过涡轮并膨胀以产生机械功，该机械功用于驱动发电机来发电。所述涡轮通常包括多级定子轮叶和转子叶片，以将来自该热气流的能量转换成驱动发动机的转子轴的机械能。涡轮入口温度受涡轮部件的材料属性和冷却能力限制。这对于第一级的涡轮叶片和轮叶尤其重要，因为这些翼型件暴露于系统中最热的气流。
由于涡轮叶片暴露于从燃烧系统内的燃烧器排出的热气流，因此使用冷却方法来获得涡轮叶片的有用的设计生命周期。叶片冷却通过如下方式来实现，即：从压缩机抽取一部分较冷的压缩空气，并将其引导至涡轮部段，从而绕过燃烧器。在引入到涡轮部段中之后，该冷却空气流过形成在叶片的翼型部分中的通路或通道。
燃气涡轮机正在变得更大、更高效且更坚固。正在生产大型的叶片和轮叶，尤其是在发动机系统的具有较高温度的热部段中。因此，这些叶片需要大量的冷却以维持足够的部件寿命。
技术实现要素：
在本发明的一个方面，一种涡轮转子翼型件包括：通过压力侧和吸力侧联接的前缘和后缘、末梢端和径向相对的根端；以及至少两个多通蛇形流动冷却回路，其形成在所述翼型件内，以为所述翼型件提供冷却，所述冷却回路包括：前缘回路，其包括至少位于所述翼型件内的第一前向腔和处于所述第一前向腔的轴向前部的第二前向腔，其中，所述前缘回路以所述翼型件的末梢端和根端处的至少两个基本上180度的转弯向前流动，从而提供至少倒数第二个前向腔和最后的前向腔，其中，所述最后的前向腔沿所述翼型件的前缘定位；以及后缘回路，其包括至少位于所述第一前向腔的后方的第一后向腔，其中，所述后缘回路以所述翼型件的末梢端和根端处的至少两个基本上180度的转弯向后流动，从而提供至少倒数第二个后向腔和最后的后向腔，其中，所述最后的后向腔沿所述翼型件的后缘定位；其中，从第一前向腔的出口进入到第二前向腔的入口的180度的转弯从一致的腔宽度变窄，并且随后，在下游扩展回到该一致的腔宽度，而在这两个腔之间具有一致的直径。
在本发明的另一个方面，一种用于减少用于涡轮发动机的叶片内的前向腔中的压力损失的方法，所述方法包括：减小形成在翼型件内的至少两个多通蛇形流动冷却回路中的前向前缘回路的径向向内流动的腔的入口处的腔宽度；将通向所述径向向内流动的腔的入口的点处的所述径向向内流动的腔与径向向外流动的腔之间的空间的直径增加到最大直径长度。
参考下面的附图、说明书和权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。
附图说明
借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构造并且不限制本发明的范围。
图1是根据本发明的示例性实施例的涡轮叶片的透视压力侧视图；
图2是本发明的示例性实施例的冷却回路的剖面顶视图；
图3a和图3b分别是根据现有技术和本发明的示例性实施例的涡轮叶片翼型件冷却回路的详细视图；
图4a和图4b分别是根据现有技术和本发明的示例性实施例的涡轮叶片冷却回路的局部详细剖视图；
图5a和图5b分别是现有技术和本发明的示例性实施例的冷却回路的剖视图。
具体实施方式
在下面对优选实施例的详细描述中，参考了形成本文的一部分的附图，并且在附图中，作为图示而非作为限制示出了其中可实践本发明的特定实施例。要理解的是，可利用其他实施例，并且可作出改变，而不脱离本发明的精神和范围。
广泛地，本发明的实施例提供了一种用于涡轮发动机的叶片翼型件，该叶片翼型件包括内部的多通蛇形流动冷却回路，该冷却回路具有前缘回路和后缘回路。该前缘回路中的腔的入口具有变窄的腔宽度，该腔宽度进一步在下游扩展到与前缘回路的其余部分的腔宽度相似的一致的腔宽度。
燃气涡轮发动机可包括压缩机部段、燃烧器和涡轮部段。该压缩机部段压缩环境空气。该燃烧器将压缩空气与燃料结合并点燃混合物，从而产生燃烧产物，该燃烧产物包括形成工作流体的热气体。该工作流体行进到涡轮部段。在该涡轮部段内是周向交替成排的轮叶和叶片，这些叶片被耦接到转子。每对成排的轮叶和叶片形成涡轮部段中的一级。该涡轮部段包括固定的涡轮壳体，该涡轮壳体收容轮叶、叶片和转子。
在某些实施例中，用于冷却转子和旋转叶片的空气可从燃烧器壳体处的轴流式压缩机排放中抽取。压缩机排放空气可通过空气-空气冷却器，并且可被过滤以用于转子冷却。直接冷却可在涡轮主轴叶片根端处沿一个或多个级发生。涡轮固定轮叶可通过内部旁路和外部泄放管线两者来冷却。
为增加功率输出和提高燃气涡轮发动机的效率可采取的有效步骤可以是增加向系统添加热的温度，也就是说，升高引导至涡轮的燃烧气体的涡轮入口温度。高效涡轮的增加已导致涡轮叶片和转子必须承受的温度升高。结果是为使用最高的期望温度，某种形式的强制冷却可能是期望的。这种冷却可采用各级处的从压缩机泄放的空气的形式，并且该空气被输送至涡轮中的关键元件。尽管重点放在冷却轮叶和叶片的初始级，但空气也可被引导至其他轮叶、叶片环和盘。
因为翼型件经受这些高温和高压，所以非常难以维持可接受的金属温度。前向蛇形回路是期望的。然而，沿前向方向的压降妨碍可靠的冷却方法具有高效率。期望通过更有效的冷却系统来减少压力损失和流体分离。本发明的实施例提供了一种叶片，其可使得能够特别地在蛇形回路中的转弯处实现压力损失的减少。
现在参考图1，其根据一个实施例图示了涡轮翼型件10。如图所示，涡轮翼型件10是用于燃气涡轮发动机的涡轮叶片。然而，应当注意的是，本发明的各方面可另外结合到燃气涡轮发动机中的固定轮叶中。翼型件10可包括适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用的外壁12。该外壁12界定了翼型件内部52。外壁12沿涡轮发动机的径向方向r沿翼展方向延伸，并且包括大致凹形的压力侧壁14和大致凸形的吸力侧壁16。压力侧壁14和吸力侧壁16在前缘18和后缘20处接合。外壁12可在平台38处耦接到根部36。根部36可将涡轮翼型件10耦接到涡轮发动机的盘（未示出）。外壁12在径向方向上由径向向外的翼型件端面（翼型件末梢盖）32和耦接到平台38的径向向内的翼型件端面34界定。在其他实施例中，涡轮翼型件10可是固定的涡轮轮叶，其具有耦接到涡轮发动机的涡轮气体路径部段的内径的径向向内的端面，以及耦接到涡轮发动机的涡轮气体路径部段的外径的径向向外的端面。
参考图2，弦轴线30可被限定为在压力侧壁14和吸力侧壁16之间居中延伸。在本说明书中，相对术语“前”是指沿弦轴线30朝向前缘18的方向，而相对术语“后”是指沿弦轴线30朝向后缘20的方向。如图所示，内部通路的冷却回路40由处于压力侧壁14和吸力侧壁16之间沿径向范围的径向冷却剂腔44a-d、46a-e形成。在本示例中，冷却流体cf可经由设置在叶片10的根端34中的开口进入径向腔44a-d、46a-e中的一个或多个，冷却流体cf可从该开口例如经由两个或更多个蛇形冷却回路40穿越到相邻的径向冷却剂腔中。在穿越径向冷却剂腔44a-d、46a-e之后，冷却流体cf可例如经由如图1中所示相应地沿前缘18和后缘20定位的排出孔口26、28而从翼型件10排放到工作流体热气路径wf中。尽管未在图中示出，但排出孔口26、28可设置在多个位置处，包括压力侧壁14、吸力侧壁16和翼型件末梢32上的任何位置。
最后的后径向冷却剂腔46e是与后缘20最靠近的冷却剂腔。在到达该最后的后径向冷却剂腔46e时，冷却流体cf可离开该最后的后径向冷却剂腔46e并轴向地穿过沿后缘20定位的后缘冷却特征部42的内部布置结构，然后经由沿后缘20布置的冷却流体排出孔口28离开翼型件10。
如图2至图5b中所示，涡轮转子翼型件10可包括至少两个冷却回路40，即前缘回路22和后缘回路24。每个冷却回路40可包括分开的入口，以形成至少两个冷却空气流。前缘回路22包括前向腔44，其中该前向腔44中的至少一些沿循蛇形样式的路径，该路径可包括第一径向冷却剂腔（44、46），该第一径向冷却剂腔（44、46）向前流入到第二径向冷却剂腔（44、46）中，即第一前向腔44a向前流入到第二前向腔44b中。前缘回路22的入口可通过第一前向腔44a。冷却流体cf可进入到第一前向腔44a中，并且通过翼型件10的末梢端32处的基本上180度的末梢转弯58向前流入到第二前向腔44b中。该蛇形样式的路径可继续直到倒数第二个前向腔44c。穿过进入到倒数第二个前向腔44c中，然后冷却流体cf可通过直接的弦轴线30冲击到最后的前向腔44d中。
后缘回路24可包括蛇形样式的路径，该路径可包括多通（multiplepass）冷却通道，这些冷却通道也称为后向腔46。在某些实施例中，存在3通蛇形冷却回路。在某些实施例中，存在5通蛇形冷却回路。在某些实施例中，存在7通蛇形冷却回路。后缘回路24包括第一后向腔46a。后缘回路24的入口可通过第一后向腔46a并且处于前向腔44的后方。冷却流体cf可进入到向后流入到第二径向冷却剂腔（44、46）中的第一径向冷却剂腔（44、46）、即第一后向腔46a中，并且通过翼型件10的末梢端32处的基本上180度的末梢转弯58向后流入到第二后向腔46b中。后缘回路24还可包括至少倒数第二个后向腔46d以及最后的后向腔46e。
多通冷却回路40帮助使冷却流体cf的流从翼型件10内朝向前缘18和后缘20两者移动，以便帮助降低叶片10各处的叶片温度。
前缘回路22的多个前向腔44通过沿叶片翼型件10的末梢端32和根端34的至少两个基本上180度的转弯来连接，当冷却流体cf向前移动时，所述转弯改变通过多个前向腔44的冷却流体cf的方向。后缘回路24的多个后向腔46通过沿叶片翼型件10的末梢端32和根端34的至少两个基本上180度的转弯来连接，当冷却流体cf向后移动时，所述转弯改变通过多个后向腔46的冷却流体cf的方向。在前缘回路22内，最后的前向腔44d可沿叶片10的前缘18定位。倒数第二个前向腔44c位于最后的前向腔44d的后方，并且仅可向前流动，从而直接冲击到最后的前向腔44d中。后缘回路24从第一后向腔46a以叶片10的末梢端32和根端34处的至少两个基本上180度的转弯向后流向倒数第二个后向腔46d和最后的后向腔46e。最后的后向腔46e可沿叶片10的后缘20定位。
冷却流体cf通过翼型件10的末梢端32和根端34处的基本上180度的转弯的流动对于如何通过冷却回路40来保持冷却流体压力很重要。在下文中，作为本文所公开的实施例的示例，第一前向腔44a和第二前向腔44b将成为讨论的焦点。与后缘回路相比，前缘回路对于压力损失更敏感。然而，本文中的实施例可适用于沿前缘方向或后缘方向的蛇形冷却回路中的任何流转向。如图3a至图5b中所示，常规的腔转弯被示出为3a、4a和5a，这与图3b、图4b和图5b中所示的改进进行对比。总体上，当每个腔径向地向内和向外延伸时，这些腔具有一致的腔宽度48。每个腔之间的空间大致具有一致的直径50，以匹配该一致的腔宽度48。常规来说，在进入到下一个腔中之前，存在在腔之间的每个空间的端部处延伸的平滑的弧。在径向冷却剂腔44a-d、46a-e的每个末梢转弯58处，存在冷却流体cf离开的腔的出口56，以及冷却流体cf进入的下一个腔的入口54。作为示例，180度的末梢转弯58是从第一前向腔44a到第二前向腔44b的平滑过渡。下面的实施例包括对腔的末梢转弯58的结构的改变。
叶片10的温度在后缘回路2的端部附近、沿末梢端32以及沿叶片10的前缘18升高。例如，将腔端部的形状改变为不对称形状的末梢转弯58可在冷却流体cf进入第二前向腔44b时积极地影响其压力。可减少第二前向腔44b内的流分离和压力损失。这种损失的减少又可改善前缘回路22处的回流裕度（back-flow-margin），同时使用多通蛇形冷却回路40来实现更好的冷却效率和更低的冷却流要求。
图3a和图3b示出了第一前向腔到第二前向腔44b的末梢转弯的细节。如可以看到的，第一前向腔44a的出口56向前流入到第二前向腔44b的入口54中。在某些实施例中，随着末梢转弯58移动到第二前向腔44b的入口54中，该腔在入口54的点处从一致的腔宽度48变窄。然后，腔宽度48在入口54的下游扩展回到该一致的腔宽度48。当腔宽度48变窄时，两个腔之间的直径50扩展，并且随后，在下游再次从之前减小到一致的直径50。直径50的这种扩展达到最大直径长度。
在某些实施例中，与沿腔之间的空间的其余部分的一致的直径50的尺寸相比，第一前向腔44a和第二前向腔44b之间的空间的直径50在第二前向腔44b的入口54处扩展到直径50的尺寸的大约两倍。
该最大直径长度在第二前向腔44b的入口54的下游的某点处向下转变成一致的直径长度。在某些实施例中，直径50长度的转变在从最大直径长度起小于大约十五度的角度上发生，从而形成从最大直径长度到原一致的直径长度的平滑过渡。
图4a示出了常规的末梢转弯几何构型沿径向向内的方向沿腔的入口在腔的近侧上产生增加的压降。此外，图4b示出了在非对称的末梢转弯58的情况下，径向向外的方向的出口处的压力分布显示出更均匀的减小的压力损失。利用非对称的末梢转弯58减小了压降。通过去除所述腔的在转弯处提供最大压降的区域并使冷却流体进入的空间变窄，产生了更均匀的压力分布。由于设计了多通蛇形前向冷却回路，因此压降的减小很重要。这里在图4b中，腔宽度48在径向向内流动的腔的入口54处减小，并且径向向内流动的腔与径向向外流动的腔之间的空间的直径50增大。
图5a和图5b示出了在转弯之后的径向向内通过中的流动分布比具有对称腔的常规设计要均匀得多。利用末梢转弯58的几何构型的变化减小或消除了各部段60、62、64内的低压区域。出现更均匀的压力分布，这允许通过径向冷却剂腔44、46的更小的压力损失。
冷却流体cf可被传送通过前缘回路22的第一前向腔44a和后缘回路24的第一后向腔46a。可调整在前缘回路22和后缘回路24之间分流的冷却流，以在叶片10内实现更均匀的金属温度。调整可采用如下形式，即：改变多个通道的厚度，调整多个通道的长度等。还可存在通过所述冷却回路的用于平台38的再生冷却，这是通过将一些冷却空气从蛇形冷却回路引导至平台38，从而进行冷却并且随后返回到蛇形冷却回路。
虽然已详细地描述了特定实施例，但是本领域普通技术人员将理解，可根据本公开的整体教导来形成那些细节的各种修改和替代方案。因此，所公开的特定布置结构仅意在是说明性的，并且不限制本发明的范围，本发明的范围由所附权利要求及其任何和所有等同形式的全部范围给出。
1.一种涡轮转子翼型件（10），包括：
通过压力侧（14）和吸力侧（16）联接的前缘（18）和后缘（20）、末梢端（32）和径向相对的根端（34），其中，所述末梢端（32）指定径向向外的位置，并且所述根端（34）指定径向向内的位置；以及
具有径向冷却剂腔（44、46）的至少两个多通蛇形流动冷却回路（40），所述冷却回路（40）形成在所述翼型件（10）内，以为所述翼型件（10）提供冷却，所述冷却回路（40）包括：
前缘回路（22），其包括前向腔（44），所述前向腔（44）包括至少位于所述翼型件（10）内的第一前向腔（44a）和沿弦轴线从所述第一前向腔（44a）向前的第二前向腔（44b），其中，所述前缘回路（22）以所述翼型件（10）的所述末梢端（32）和所述根端（34）处的至少两个基本上180度的转弯向前流动，从而提供至少倒数第二个前向腔（44c）和最后的前向腔（44d），其中，所述最后的前向腔（44d）沿所述翼型件（10）的所述前缘（18）定位；以及
后缘回路（24），其包括后向腔（46），所述后向腔（46）包括至少位于所述第一前向腔（44a）后方的第一后向腔（46a），其中，所述后缘回路（24）以所述翼型件（10）的所述末梢端（32）和所述根端（34）处的至少两个基本上180度的转弯向后流动，从而提供至少倒数第二个后向腔（46d）和最后的后向腔（46e），其中，所述最后的后向腔（46e）沿所述翼型件（10）的所述后缘（20）定位；
其中，从第一径向冷却剂腔（44、46）的出口（56）进入到第二径向冷却剂腔（44、46）的入口（54）的所述180度的转弯从一致的腔宽度（48）变窄，并且随后，在下游扩展回到所述一致的腔宽度（48），
其中，所述第一径向冷却剂腔（44、46）和所述第二径向冷却剂腔（44、46）之间的空间的直径（50）在所述第二径向冷却剂腔（44、46）的所述入口（54）处扩展，并且随后，减小到在所述第一径向冷却剂腔（44、46）和所述第二径向冷却剂腔（44、46）的路径的其余部分的所述第一径向冷却剂腔（44、46）和所述第二径向冷却剂腔（44、46）之间保持的空间的一致的直径（50）。
2.根据权利要求1所述的叶片（10），其特征在于，通向所述第二径向冷却剂腔（44、46）的入口（54）处的所述第一径向冷却剂腔（44、46）和所述第二径向冷却剂腔（44、46）之间的空间的直径（50）为所述第一径向冷却剂腔（44、46）和所述第二径向冷却剂腔（44、46）的所述根端（34）附近的直径（50）的两倍。
3.根据权利要求1或2所述的叶片（10），其特征在于，从最大直径（50）的长度到下游的一致长度直径（50）的转变在从最大直径长度起小于大约十五度的角度上发生。
4.根据权利要求1至3中任一项所述的叶片（10），还包括处于所述第一径向冷却剂腔（44、46）的所述根端（34）处的冷却流体（cf）入口。
5.根据权利要求1至4中任一项所述的叶片（10），其特征在于，所述第一径向冷却剂腔（44、46）为所述第一前向腔（44a），并且所述第二径向冷却剂腔（44、46）为所述第二前向腔（44b）。
6.一种用于减少用于涡轮发动机的叶片（10）内的前向腔（44）中的压力损失的方法，所述方法包括：
减小形成在翼型件（10）内的至少两个多通蛇形流动冷却回路（40）中的前向前缘回路（22）的径向向内流动的腔的入口（54）处的腔宽度（48）；
将通向所述径向向内流动的腔的所述入口（54）的点处的所述径向向内流动的腔与径向向外流动的腔之间的空间的直径（50）增加到最大直径（50）的长度。
7.根据权利要求6所述的方法，其特征在于，通向所述径向向内流动的腔的所述入口（54）处的所述径向向外流动的腔和所述径向向内流动的腔之间的空间的直径（50）为所述径向向外流动的腔和所述径向向内流动的腔的根端（34）附近的直径（50）的两倍。
8.根据权利要求6或7所述的方法，其特征在于，从所述最大直径（50）的长度到下游的一致长度直径（50）的转变在从最大直径长度起小于大约十五度的角度上发生。
9.根据权利要求6至8中任一项所述的方法，其特征在于，所述叶片（10）还包括处于所述径向向外流动的腔的根端（34）处的冷却流体（cf）入口。
技术总结