带有后缘冷却回路的涡轮翼型件制造技术

本发明专利技术涉及带有后缘冷却回路的涡轮翼型件，具体而言，本公开的一方面提供一种涡轮翼型件(122)。涡轮翼型件(122)可包括后缘(158)，该后缘(158)具有：冷却通道组(210,310)，其具有第一冷却通道(212)，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道(216,316)；具有第一销组冷却装置(224,324)的第一区段(220,320)，第一区段(220,320)流体地连接到第一冷却通道(212,312)；以及具有第二销组冷却装置(232,332)的第二区段(230,330)，第二区段(230,330)流体地连接到第二冷却通道(216,316)并且处于第一区段(220,320)的径向内部。

Turbine airfoil with trailing edge cooling circuit

The present invention relates to a turbine airfoil with a trailing edge cooling circuit, and in particular, a turbine airfoil (122) is provided in this disclosure. A turbine airfoil (122) may include a trailing edge (158), (158): with the trailing edge cooling channel group (210310), having a first cooling channel (212), the first cooling passage fluidly connected to the second cooling channels (216316); has a first pin group cooling device (224324) the first section (220320), the first section (220320) is fluidly connected to the first cooling channel (212312); and a second pin group cooling device (232332) of the second section (230330), section second (230330) is fluidly connected to the second cooling channels (216316) and (220320) in the first section of the radial internal.

【技术实现步骤摘要】
带有后缘冷却回路的涡轮翼型件
在本文中公开的主题涉及一种涡轮机。更特别地，在本文中公开的主题涉及一种在涡轮机例如燃气和/或蒸汽涡轮内的构件。
技术介绍
燃气涡轮系统是在例如发电的领域中广泛地使用的涡轮机的一个例子。常规的燃气涡轮系统包括压缩机区段、燃烧器区段以及涡轮区段。在燃气涡轮系统的运行期间，在系统中的各种构件遭受能够导致构件失效的高温流。因为较高的温度流通常导致燃气涡轮系统的增加的性能、效率以及功率输出，可希望的是冷却遭受高温流的构件以允许燃气涡轮系统在增加的温度下运行。燃气涡轮系统的涡轮叶片典型地含有复杂迂曲的内部冷却通道。冷却通道接收来自燃气涡轮系统的压缩机的空气并且使空气穿过内部冷却通道以冷却涡轮叶片。特别地在叶片的后缘中已经采用冷桥结构(cold-bridgestructure)。这些结构经由后缘开口或压力侧排放开口排出空气。在冷桥结构冷却期间，这些冷桥结构导致空气的低效率的使用。例如，压力侧可充分地被冷却，然而吸力侧(suctionside)被过冷却。附加地，冷却叶片的径向外部顶端是特别困难的，该径向外部顶端典型地是在后缘中的最热的区域中的一个。
技术实现思路
本公开的第一方面提供一种涡轮翼型件。涡轮翼型件可包括后缘，该后缘具有：冷却通道组，该冷却通道组具有第一冷却通道，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道；具有第一销组冷却装置的第一区段，第一区段流体地连接到第一冷却通道；以及具有第二销组冷却装置的第二区段，第二区段流体地连接到第二冷却通道并且处于第一区段的径向内部。本公开的第二方面提供一种燃气涡轮。燃气涡轮可包括涡轮区段；在涡轮区段内的翼型件，翼型件包括后缘，该后缘具有：冷却通道组，该冷却通道组具有第一冷却通道，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道；具有第一销组冷却装置的第一区段，第一区段流体地连接到第一冷却通道；以及具有第二销组冷却装置的第二区段，第二区段流体地连接到第二冷却通道并且处于第一区段的径向内部。技术方案1.一种涡轮翼型件(122)，包含：后缘(158)，该后缘(158)具有：冷却通道组(210,310)，该冷却通道组具有第一冷却通道(212,312)，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道(316)；具有第一销组冷却装置(224)的第一区段(220,320)，所述第一区段(220)流体地连接到所述第一冷却通道(212)；以及具有第二销组冷却装置(224,324)的第二区段(230,330)，所述第二区段(230,330)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)并且位于所述第一区段(220,320)的径向内部。技术方案2.根据技术方案1所述的涡轮翼型件(122)，此外包含将所述第二区段(230,330)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)的第一组跨接孔(236)。技术方案3.根据技术方案2所述的涡轮翼型件(122)，其特征在于，所述第一组跨接孔(236)朝向所述涡轮翼型件(122)的压力侧(152,202,302)壁成角度。技术方案4.根据技术方案2所述的涡轮翼型件(122)，此外包含：第一组凸起特征(238)，在所述第一组凸起特征(238)中的每个凸起特征对应于在所述第一组跨接孔(236)中的跨接孔并且在所述第一组凸起特征(238)中的每个凸起特征朝向所述涡轮翼型件(122)的吸力侧(154,204,304)壁延伸。技术方案5.根据技术方案1所述的涡轮翼型件(122)，此外包含位于所述第二区段(330)的径向内部的第三区段(350)，所述第三区段(350)包括第三销组冷却装置(356)并且流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)。技术方案6.根据技术方案5所述的涡轮翼型件(122)，此外包含：将所述第三区段(350)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)的第二组跨接孔(236)。技术方案7.根据技术方案6所述的涡轮翼型件(122)，其特征在于，所述第二组跨接孔(236)相对于所述涡轮翼型件(122)的压力侧(152,202,302)壁成角度。技术方案8.根据技术方案7所述的涡轮翼型件(122)，其特征在于，所述第二组跨接孔(236)以锐角成角度。技术方案9.根据技术方案6所述的涡轮翼型件(122)，此外包含：第二组凸起特征(238)，在所述第二组凸起特征(238)中的每个凸起特征对应于在所述第二组跨接孔(236)中的跨接孔并且在所述第二组凸起特征(238)中的每个凸起特征朝向所述涡轮翼型件(122)的吸力侧(154,204,304)壁延伸。技术方案10.根据技术方案1所述的涡轮翼型件(122)，其特征在于，所述第一和第二销组冷却装置(224,232,324,332,356)延伸到距所述后缘(158)的轴向下游端部(208)小于0.5英寸的位置。技术方案11.一种燃气涡轮(100)，包含：涡轮区段(108)；在所述涡轮区段(108)内的翼型件(122)，所述翼型件(122)包括后缘(158)，该后缘(158)具有：冷却通道组(210,310)，该冷却通道组具有第一冷却通道(212,312)，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道(216,316)；具有第一销组冷却装置(224,324)的第一区段(220,320)，所述第一区段(220,320)流体地连接到所述第一冷却通道(212,312)；以及具有第二销组冷却装置(224,324)的第二区段(230,320)，所述第二区段(230,330)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)并且位于所述第一区段(220,320)的径向内部。技术方案12.根据技术方案11所述的燃气涡轮(100)，此外包含将所述第二区段(230,330)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)的第一组跨接孔(236)。技术方案13.根据技术方案12所述的燃气涡轮(100)，其特征在于，所述第一组跨接孔(236)朝向所述涡轮翼型件(122)的压力侧(152,202,302)壁成角度。技术方案14.根据技术方案13所述的燃气涡轮(100)，其特征在于，所述第一组跨接孔(236)以锐角成角度。技术方案15.根据技术方案12所述的燃气涡轮(100)，此外包含：第一组凸起特征(238)，在所述第一组凸起特征(238)中的每个凸起特征对应于在所述第一组跨接孔(236)中的跨接孔并且在所述第一组凸起特征(238)中的每个凸起特征朝向所述涡轮翼型件(122)的吸力侧(154,204,304)壁延伸。技术方案16.根据技术方案11所述的燃气涡轮(100)，此外包含位于所述第二区段(230,330)的径向内部的第三区段(350)，所述第三区段(350)包括第三销组冷却装置(356)并且流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)。技术方案17.根据技术方案16所述的燃气涡轮(100)，此外包含：将所述第三区段(350)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)的第二组跨接孔(236)。技术方案18.根据技术方案16所述的燃气涡轮(100)，其特征在于，所述第二组跨接孔(236)相对于所述涡轮翼型件(122)的压力侧(152,202,302)壁成角度。技术方案19.根据技术方案16所述的燃气涡轮(100)，此外包本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种涡轮翼型件(122)，包含：后缘(158)，该后缘(158)具有：冷却通道组(210,310)，该冷却通道组具有第一冷却通道(212,312)，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道(316)；具有第一销组冷却装置(224)的第一区段(220,320)，所述第一区段(220)流体地连接到所述第一冷却通道(212)；以及具有第二销组冷却装置(224,324)的第二区段(230,330)，所述第二区段(230,330)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)并且位于所述第一区段(220,320)的径向内部。

【技术特征摘要】
2015.12.22 US 14/9782241.一种涡轮翼型件(122)，包含：后缘(158)，该后缘(158)具有：冷却通道组(210,310)，该冷却通道组具有第一冷却通道(212,312)，该第一冷却通道流体地连接到第二冷却通道(316)；具有第一销组冷却装置(224)的第一区段(220,320)，所述第一区段(220)流体地连接到所述第一冷却通道(212)；以及具有第二销组冷却装置(224,324)的第二区段(230,330)，所述第二区段(230,330)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)并且位于所述第一区段(220,320)的径向内部。2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(122)，此外包含将所述第二区段(230,330)流体地连接到所述第二冷却通道(216,316)的第一组跨接孔(236)。3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(122)，其特征在于，所述第一组跨接孔(236)朝向所述涡轮翼型件(122)的压力侧(152,202,302)壁成角度。4.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(122)，此外包含：第一组凸起特征(238)，在所述第一组凸起特征(238)中的每个凸起特征对应于在所述第一组跨接孔(236)中的跨接孔并且在所述第一组凸起特征(238)中的每个凸起特征朝向所述涡轮翼型件...

【专利技术属性】
技术研发人员：DW韦伯，GT福斯特，MJ伊杜亚特，BJ利里，AE史密斯，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：美国,US