带有具有内部冷却系统的侧向延伸的抑制器的涡轮机翼片技术方案

公开了一种涡轮机翼片（10），所述涡轮机翼片能够在涡轮发动机中使用并具有至少一个抑制器（14），所述抑制器具有位于其中并与翼片冷却系统（18）连通的抑制器冷却系统（16）。抑制器（14）可以从翼片（10）的外壳（20）朝向位于一排（58）翼片（10）内的相邻的涡轮机翼片（10）延伸。抑制器冷却系统（16）可以包含通过内壁（26）与外部冷却通道（24）隔开的内部冷却通道（22）。内壁（26）可以包含多个冲击冷却孔（28），所述冲击冷却孔引导冲击流体撞击限定外部冷却通道（24）的外壁（30）。在一个实施例中，冷却流体可以从抑制器（14）排出，并且在另一个实施例中，冷却流体可以返回到翼片冷却系统（18）。导流件（32）可以位于外部冷却通道（24）中，其可以减少由冲击孔引起的错流，由此提高效力。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】关于联邦政府资助的研究或开发的声明本专利技术的开发部分地由美国能源部支持（先进的涡轮机开发计划，合同号DE-FC26-05NT42644）。因此，美国政府可以拥有本专利技术的某些权利。
本专利技术总体上针对涡轮机翼片，并且更具体地针对具有用于传递流体（比如，空气）以冷却翼片的冷却通道的中空涡轮机翼片。
技术介绍
通常，燃气涡轮发动机包含用于压缩空气的压缩机、用于混合压缩空气与燃料并点燃该混合物的燃烧室、以及用于生产能量的涡轮机叶片组件。燃烧室常常在可能超过华氏2,500度的高温下操作。典型的涡轮机燃烧室配置将涡轮机轮叶和叶片组件暴露于这些高温下。因此，涡轮机轮叶和叶片必须由能够耐此类高温的材料制成。另外，涡轮机轮叶和叶片常常含有冷却系统，以延长轮叶和叶片的寿命并降低由于温度过高引起的失效的可能性。通常，涡轮机叶片由形成叶片的细长部分形成，所述叶片具有被配置成联接到涡轮机叶片载体的一端和被配置成形成叶片末端的相对端。叶片一般由前缘、后缘、吸入侧和压力侧构成。大多数涡轮机叶片的内部方面通常含有形成冷却系统的错综复杂的曲径冷却回路。叶片中的冷却回路从涡轮发动机的压缩机接收空气并传递空气通过适于联接到叶片载体的叶片端部。冷却回路常常包含多个流动路径，这些流动路径被设计成将涡轮机叶片的所有方面都维持在相对均匀的温度。穿过这些冷却回路的空气的至少一些通过叶片的前缘、后缘、吸入侧和压力侧中的孔被排出。冷却回路也已经被包含在抑制器内。虽然已经对涡轮机叶片中的冷却系统进行了改进，但仍存在对于下述涡轮机叶片的需求，该涡轮机叶片具有提高的冷却效率以耗散热，同时传递足够量的冷却空气通过叶片和附接的抑制器，并且要求来自涡轮发动机的呈压缩空气形式的尽可能少的能量。
技术实现思路
公开了一种涡轮机翼片，所述涡轮机翼片能够在涡轮发动机中使用并具有一个或多个抑制器，所述抑制器具有位于其中并与翼片冷却系统连通的抑制器冷却系统。抑制器可以从翼片的外壳朝向位于一排翼片内的相邻的涡轮机翼片延伸。抑制器冷却系统可以包含通过内壁与外部冷却通道隔开的内部冷却通道。内壁可以包含多个冲击冷却孔，所述冲击冷却孔引导冲击流体撞击限定外部冷却通道和抑制器外壁的外壁。在一个实施例中，冷却流体可以从抑制器排出，并且在另一个实施例中，冷却流体可以返回到翼片冷却系统以作他用。导流件可以位于外部冷却通道中，其可以减少由冲击冷却孔引起的错流，由此提高效力。涡轮机翼片可以包含大体细长的中空翼片，所述中空翼片由外壳形成并且具有前缘、后缘、压力侧、吸入侧、在翼片的第一端处的根部和在与第一端相对的第二端处的末端，以及翼片冷却系统，其位于所述大体细长的中空翼片的内部方面内。涡轮机翼片还可以包含抑制器，所述抑制器从形成大体细长的中空翼片的外壳朝向位于一排翼片（包含所述大体细长的中空翼片）内的相邻的涡轮机翼片延伸。抑制器冷却系统可以位于抑制器内并且可以由一个或多个内部冷却通道形成，所述内部冷却通道通过内壁与一个或多个外部冷却通道隔开。内部冷却通道可以经由入口与翼片冷却系统流体连通，以从大体细长的中空翼片内的翼片冷却系统接收冷却流体。内壁可以包含一个或多个冲击冷却孔，所述冲击冷却孔被定位成允许冷却流体传递离开内部冷却通道并冲击形成外部冷却通道的外壁的内表面。形成外部冷却通道的外壁可以包含用于排放冷却流体的一个或多个冷却流体排放孔。冷却流体排放孔可以包含成排对准的多个冷却流体排放孔，其沿抑制器的纵向轴线侧向地分开。内壁可以由位于外壁内的插入物形成。内壁可以包含端盖，所述端盖被密封到外壁以封闭抑制器冷却系统。内壁和外壁可以为圆柱形的，并且内壁可以同心地位于外壁内。在其它实施例中，内壁和外壁可以具有其它形状。在另一实施例中，由排出壁形成的冷却流体排出通道可以位于抑制器冷却系统内并且可以具有与翼片冷却系统流体连通的出口以使冷却流体返回到翼片冷却系统。冷却流体歧管可以位于外部冷却通道和冷却流体排出通道之间。更具体地，冷却流体歧管可以位于端盖的内表面处。冷却流体排出通道可以位于内部冷却通道内。尤其，排出壁、内壁和外壁均可以为圆柱形的。内壁可以同心地位于外壁内，并且排出壁可以同心地位于内壁内。内壁和排出壁可以由位于外壁内的插入物形成，并且所述插入物可以包含端盖，所述端盖被密封到外壁以封闭抑制器冷却系统。多个导流件可以从内壁径向向外地延伸到外部冷却通道中，以减少在下游冲击孔处的错流。内壁中的冲击冷却孔可以位于两个导流件之间，并且在端壁中的通向冷却流体歧管的排出孔可以从由这两个导流件产生的迷你腔室以每个方向一个的方式周向地偏置，以便通过冲击冷却孔排出的冲击冷却流体必须穿过导流件中的一个以通过所述排出孔离开外部冷却通道，由此减少横穿下游冲击冷却孔的错流。抑制器冷却系统的优点在于抑制器冷却系统包含冲击冷却，因为来自翼片冷却系统的冷却流体可以穿过冲击孔并冲击形成抑制器内的外部冷却通道的外壁的内表面。抑制器冷却系统的另一个优点在于抑制器冷却系统可以从翼片冷却系统接收冷却流体，传递该冷却流体通过抑制器冷却系统，并将该冷却流体排回到翼片冷却系统中而不是将冷却流体从抑制器和翼片中排出。抑制器冷却系统的又一个优点在于抑制器冷却系统可以包含导流件，所述导流件从下游冲击孔带走冷却流体并使冷却流体与下游冲击孔隔离，由此减少横穿下游冲击孔的错流，这提高下游冲击孔的效力。下文更详细地描述了这些和其它实施例。附图说明被并入说明书中并形成说明书的一部分的附图示出了现公开的专利技术的实施例，并且结合具体实施方式，公开了本专利技术的原理。图1是具有根据本专利技术的特征的涡轮机翼片的透视图。图2是图1中所示的涡轮机翼片中的一个的前部的示意图。图3是图2中所示的涡轮机翼片的透视图。图4是在图3中的剖面线4-4处所截取的从涡轮机翼片向外延伸的抑制器的分解横截面视图。图5是在图3中的剖面线4-4处所截取的抑制器的横截面视图，所述抑制器从涡轮机翼片向外延伸并示出了具有排出孔的抑制器冷却系统。图6是在图3中的剖面线4-4处所截取的抑制器的另一实施例的横截面视图，所述抑制器从涡轮机翼片向外延伸并示出了具有排出通道的抑制器冷却系统，所述排出通道使冷却流体从抑制器冷却系统返回到翼片冷却系统。图7是在图6中的剖面线7-7处所截取的从涡轮机翼片向外延伸的抑制器的横截面视图。图8是在图6中的剖面线8-8处所截取的抑制器的局部横截面视图，所述抑制器从涡轮机翼片向外延伸并包含导流件。具体实施方式如图1到图8中所示，公开了一种涡轮机翼片10，所述涡轮机翼片能够用于涡轮发动机12中并具有一个或多个抑制器14，所述抑制器具有位于其中并与翼片冷却系统18连通的抑制器冷却系统16。抑制器14可以从翼片10的外壳20朝向位于一排58翼片10内的相邻的涡轮机翼片10延伸。抑制器冷却系统16可以包含通过内壁26与外部冷却通道24隔开的内部冷却通道22。内壁26可以包含多个冲击冷却孔28，所述冲击冷却孔引导冲击流体撞击限定外部冷却通道24和抑制器外壁的外壁30。在一个实施例中本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮机翼片（10），其特征在于：大体细长的中空翼片（54），所述大体细长的中空翼片由外壳（20）形成并且具有前缘（36）、后缘（38）、压力侧（40）、吸入侧（42）、在所述翼片（54）的第一端（46）处的根部（44）和在与所述第一端（46）相对的第二端（50）处的末端（48）、以及位于所述大体细长的中空翼片（54）的内部方面内的翼片冷却系统（18）；抑制器（14），所述抑制器从形成所述大体细长的中空翼片（54）的所述外壳（20）朝向位于包含所述大体细长的中空翼片（54）的一排（58）翼片（10）内的相邻的涡轮机翼片（10）延伸；以及抑制器冷却系统（16），所述抑制器冷却系统位于所述抑制器（14）内并且由至少一个内部冷却通道（22）形成，所述至少一个内部冷却通道通过内壁（26）与至少一个外部冷却通道（24）隔开，其中，所述至少一个内部冷却通道（22）经由入口（60）与所述翼片冷却系统（18）流体连通以从在所述大体细长的中空翼片（54）内的所述翼片冷却系统（18）接收冷却流体，并且其中，所述内壁（26）包含至少一个冲击冷却孔（28），所述冲击冷却孔被定位成允许冷却流体从所述至少一个内部冷却通道（22）传递并冲击形成所述至少一个外部冷却通道（24）的外壁（30）的内表面（62）。...

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2013.11.08 US 14/0749301.一种涡轮机翼片（10），其特征在于：
大体细长的中空翼片（54），所述大体细长的中空翼片由外壳（20）形成并且具有前缘（36）、后缘（38）、压力侧（40）、吸入侧（42）、在所述翼片（54）的第一端（46）处的根部（44）和在与所述第一端（46）相对的第二端（50）处的末端（48）、以及位于所述大体细长的中空翼片（54）的内部方面内的翼片冷却系统（18）；
抑制器（14），所述抑制器从形成所述大体细长的中空翼片（54）的所述外壳（20）朝向位于包含所述大体细长的中空翼片（54）的一排（58）翼片（10）内的相邻的涡轮机翼片（10）延伸；以及
抑制器冷却系统（16），所述抑制器冷却系统位于所述抑制器（14）内并且由至少一个内部冷却通道（22）形成，所述至少一个内部冷却通道通过内壁（26）与至少一个外部冷却通道（24）隔开，其中，所述至少一个内部冷却通道（22）经由入口（60）与所述翼片冷却系统（18）流体连通以从在所述大体细长的中空翼片（54）内的所述翼片冷却系统（18）接收冷却流体，并且其中，所述内壁（26）包含至少一个冲击冷却孔（28），所述冲击冷却孔被定位成允许冷却流体从所述至少一个内部冷却通道（22）传递并冲击形成所述至少一个外部冷却通道（24）的外壁（30）的内表面（62）。
2.根据权利要求1所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：形成所述至少一个外部冷却通道（24）的所述外壁（30）包含用于排放冷却流体的至少一个冷却流体排放孔（64）。
3.根据权利要求2所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述至少一个冷却流体排放孔（64）包括成排（66）对准的多个冷却流体排放孔（64），所述冷却流体排放孔沿所述抑制器（14）的纵向轴线（68）侧向地分开。
4.根据权利要求1所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述内壁（26）由位于所述外壁（30）内的插入物（70）形成，并且其中，所述内壁（26）包含端盖（72），所述端盖被密封到所述外壁（30）以封闭所述抑制器冷却系统（16）。
5.根据权利要求1所述的涡轮机翼片（10），其特征在于：所述内壁...

【专利技术属性】
技术研发人员：CA斯克里布纳，SJ梅斯曼，JH马什，
申请(专利权)人：西门子能源公司，
类型：发明
国别省市：美国;US