具有后缘框架特征的涡轮翼型件制造技术

一种涡轮翼型件(10)，其包括后缘冷却剂腔(41f)，该后缘冷却剂腔在翼型件内部(11)中位于压力侧壁(14)与吸力侧壁(16)之间。后缘冷却剂腔(41f)邻近于涡轮翼型件(10)的后缘(20)定位并且后缘冷却剂腔与沿着后缘(20)定位的多个冷却剂出口槽(28)流体连通。在后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道(70、80)。翼型件(10)还包括位于框架通道(70、80)中的框架特征(72A‑72B、82A‑72B)。框架特征构造为从压力侧壁(14)和/或吸力侧壁(16)突出的肋(72A‑72B、82A‑72B)。肋(72A‑72B、82A‑72B)在压力侧壁(14)与吸力侧壁(16)之间部分地延伸。

【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】具有后缘框架特征的涡轮翼型件
本专利技术总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及用于涡轮翼型件的改进的后缘冷却特征。
技术介绍
在燃气涡轮发动机中，从压缩机部段排出的压缩空气和从燃料源引入的燃料在燃烧部段中被混合在一起并燃烧，从而产生限定高温和高压的工作气体的燃烧产物。工作气体被引导穿过发动机的涡轮部段中的热气体路径，在热气体路径中，工作气体膨胀以提供涡轮转子的旋转。涡轮转子可以连接至发电机，其中，涡轮转子的旋转可以用于在发电机中产生电力。考虑到在现代发动机中实施的高压比和高发动机点火温度，某些部件比如翼型件必须用冷却流体冷却以防止部件过热，这些部件例如为涡轮部段内的固定静叶片(vane)和旋转动叶片(blade)，冷却流体比如为从压缩机部段中的压缩机排出的空气。为了将燃气涡轮的效率提高得甚至更高，需要不断地减少涡轮机中冷却剂消耗。例如，已知的是由陶瓷基质复合(CMC)材料形成涡轮动叶片和静叶片，陶瓷基质复合(CMC)材料具有比常规超合金高的温度性能，这使得可以减少用于冷却目的的压缩机空气的消耗。涡轮翼型件的有效冷却需要将相对较冷的空气比如沿着涡轮动叶片或固定静叶片的后缘输送至关键区域。相关联的冷却孔可以例如在翼型件内的上游的、压力相对较高的腔与涡轮动叶片的外表面中的一个外表面之间延伸。动叶片腔通常相对于机器的转子和定子沿径向方向延伸。为了使从压缩机转移的用于冷却的冷却剂空气的体积最小化，基于传热率实现高冷却效率是重要的设计考虑因素。为了空气动力学效率，涡轮翼型件的后缘做得相对较薄。燃气涡轮翼型件的相对较窄的后缘部分可以包括例如高达翼型件外表面总面积的约三分之一的面积。涡轮翼型件通常是通过涉及铸造芯的铸造过程制造而成的，该铸造芯通常由陶瓷材料制成。芯材料表示涡轮翼型件内部的中空流动通道。有益的是，铸造芯具有足够的结构强度以在铸造过程中经受处理。为此，位于翼型件后缘处的冷却剂出口孔可以设计成在翼型件的根部和梢部附近具有更大的尺寸，以形成更坚固的画框状构型，这可能导致翼型件的根部和梢部附近的冷却剂流量比期望的冷却剂流量高。期望进行改进以不仅实现坚固的铸造芯而且实现冷却剂流量的限制。
技术实现思路
简而言之，本专利技术的各方面提供了一种具有后缘框架特征的涡轮翼型件。根据本专利技术的第一方面，提供了一种涡轮翼型件。涡轮翼型件包括限定出翼型件内部的外壁，外壁沿着涡轮发动机的径向方向沿翼展方向延伸，并且外壁由压力侧壁和吸力侧壁形成，该压力侧壁和吸力侧壁在前缘处和后缘处被接合。后缘冷却剂腔在翼型件内部中位于压力侧壁与吸力侧壁之间。后缘冷却剂腔邻近于后缘定位并且后缘冷却剂腔与沿着后缘定位的多个冷却剂出口槽流体连通。在后缘冷却剂腔的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道。涡轮翼型件还包括位于框架通道中的框架特征。框架特征构造为从压力侧壁和/或吸力侧壁突出的肋。该肋在压力侧壁与吸力侧壁之间部分地延伸。根据本专利技术的第二方面，提供了一种用于形成涡轮翼型件的铸造芯。铸造芯包括芯件，该芯件用于形成涡轮翼型件的后缘冷却剂腔。芯件包括芯压力侧部和芯吸力侧部，该芯压力侧部和芯吸力侧部沿翼展方向方向延伸并且还朝向芯后缘沿翼弦方向延伸。在芯件的翼展方向端部处，多个凹口设置在芯吸力侧部和/或芯压力侧部处。该凹口用于形成涡轮翼型件的后缘冷却剂腔中的框架特征。附图说明借助于附图更详细地示出了本专利技术。附图示出了优选的构型但不限制本专利技术的范围。图1是以本专利技术的实施方式为特征的涡轮翼型件的立体图；图2是根据本专利技术的一个实施方式的沿着图1的截面II-II截取的穿过涡轮翼型件的翼展中间(mid-span)截面图；图3是示出了涡轮翼型件的后缘部分的放大的翼展中间横截面图；图4是沿着图3的截面IV-IV截取的横截面图；图5A和图5B图示了在从芯吸力侧向芯压力侧的方向上观察的铸造芯的一部分的翼展方向(span-wise)构型；图6A和图6B图示了在从芯压力侧向芯吸力侧的方向上观察的铸造芯的一部分的翼展方向构型；图7是铸造芯的径向向内观察的俯视图；图8是铸造芯的径向向外观察的仰视图；图9是图示了沿着图1的截面IX-IX截取的翼型件的径向上的外翼展方向端部附近的框架特征的截面图；以及图10是图示了沿着图1的截面X-X截取的翼型件的径向上的内翼展方向端部附近的框架特征的截面图。具体实施方式在优选实施方式的以下详细描述中，参照构成本专利技术的一部分的附图，并且在详细描述中，通过说明的方式而非限制的方式示出了可以实施本专利技术的特定实施方式。应当理解的是，可以使用其他实施方式，并且可以在不背离本专利技术的精神和范围的情况下作出改变。在附图中，方向X表示平行于涡轮发动机的轴线的轴向方向，而方向R和T分别表示相对于涡轮发动机的所述轴线的径向方向和切向(或周向)方向。现在参照图1，图示了根据一个实施方式的涡轮翼型件10。如图所示，翼型件10是用于燃气涡轮发动机的涡轮动叶片。然而，应当注意的是，本专利技术的各方面还可以结合到燃气涡轮发动机中的固定静叶片中。翼型件10可以包括外壁12，外壁12适于例如在轴流式燃气涡轮发动机的高压级中使用。外壁12限定出中空内部11(参见图2)。外壁12沿着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处和后缘20处接合。外壁12可以在平台58处联接至根部56。根部56可以将涡轮翼型件10联接至涡轮发动机的盘(未示出)。外壁12在径向方向上由径向外翼型件端面(翼型件梢部盖(cap))52以及联接至平台58的径向内翼型件端面54限界。在其他实施方式中，翼型件10可以是具有径向内端面和径向外端面的固定涡轮静叶片，其中，径向内端面联接至涡轮发动机的涡轮气体路径部段的内径，径向外端面联接至涡轮发动机的涡轮气体路径部段的外径。参照图2，翼弦轴线30可以被限定为在压力侧壁14与吸力侧壁16之间居中地延伸。在本描述中，相关术语“向前”指的是沿着翼弦轴线30朝向前缘18的方向，而相关术语“向后”指的是沿着翼弦轴线30朝向后缘20的方向。如所示的，内部通道和冷却回路由径向冷却剂腔41a至41f形成，径向冷却剂腔41a至41f由内部分隔壁或肋40a至40e形成，内部分隔壁或肋40a至40e沿着径向范围连接压力侧壁14与吸入侧壁16。在本示例中，冷却剂可以经由设置在叶片10的根部中的开口而进入径向腔41a至41f中的一个或更多个腔，冷却剂可以从所述一个或更多个腔例如经由一个或更多个蛇形冷却回路而穿(traverse)入到相邻的径向冷却剂腔中。这种冷却方案的示例在本领域中是已知的，并且本文中将不再进一步论述。在穿过径向冷却剂腔之后，冷却剂可以从翼型件10例如经由分别沿着前缘18和后缘20定位的排放孔26、28而被排出到热气体路径中。虽然排放孔未在附图中示出，但是排放孔可以设置在多个位置处，所述多个位置包括压力侧壁16、吸力侧壁18和翼型件梢部52上的任何位置。与后缘20相邻的最向后的径向冷却剂腔41f在本文中被称为后缘冷却剂腔41f。在到达后缘冷却剂腔41f时，冷却剂可以在经由沿着后缘20设置的冷却剂出口槽28而离开翼型件10之前轴向地穿过位于后缘冷却剂腔41e中的后缘冷却特征的内部布置结构50。常规的后缘冷却特本文档来自技高网...

【技术保护点】
1.一种涡轮翼型件(10)，包括：外壁(12)，所述外壁(12)限定出翼型件内部(11)，所述外壁(12)沿着涡轮发动机的径向方向沿翼展方向延伸，并且所述外壁(12)由压力侧壁(14)和吸力侧壁(16)形成，所述压力侧壁(14)和所述吸力侧壁(16)在前缘(18)处和后缘(20)处被接合；后缘冷却剂腔(41f)，所述后缘冷却剂腔(41f)在所述翼型件内部(11)中位于所述压力侧壁(14)与所述吸力侧壁(16)之间，所述后缘冷却剂腔(41f)邻近于所述后缘(20)定位并且所述后缘冷却剂腔(41f)与沿着所述后缘(20)定位的多个冷却剂出口槽(28)流体连通；其中，在所述后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道(70、80)，以及框架特征(72A‑72B、82A‑82B)，所述框架特征(72A‑72B、82A‑82B)位于所述框架通道(70、80)中，所述框架特征构造为从所述压力侧壁(14)和/或所述吸力侧壁(16)突出的肋(72A‑72B、82A‑82B)，所述肋(72A‑72B、82A‑82B)在所述压力侧壁(14)与所述吸力侧壁(16)之间部分地延伸。

【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】2016.03.22 US 62/311,6281.一种涡轮翼型件(10)，包括：外壁(12)，所述外壁(12)限定出翼型件内部(11)，所述外壁(12)沿着涡轮发动机的径向方向沿翼展方向延伸，并且所述外壁(12)由压力侧壁(14)和吸力侧壁(16)形成，所述压力侧壁(14)和所述吸力侧壁(16)在前缘(18)处和后缘(20)处被接合；后缘冷却剂腔(41f)，所述后缘冷却剂腔(41f)在所述翼型件内部(11)中位于所述压力侧壁(14)与所述吸力侧壁(16)之间，所述后缘冷却剂腔(41f)邻近于所述后缘(20)定位并且所述后缘冷却剂腔(41f)与沿着所述后缘(20)定位的多个冷却剂出口槽(28)流体连通；其中，在所述后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部处形成有至少一个框架通道(70、80)，以及框架特征(72A-72B、82A-82B)，所述框架特征(72A-72B、82A-82B)位于所述框架通道(70、80)中，所述框架特征构造为从所述压力侧壁(14)和/或所述吸力侧壁(16)突出的肋(72A-72B、82A-82B)，所述肋(72A-72B、82A-82B)在所述压力侧壁(14)与所述吸力侧壁(16)之间部分地延伸。2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述框架通道(70、80)朝向所述后缘(20)沿翼弦方向延伸，并且所述肋(72A-72B、82A-82B)设置成在所述压力侧壁(14)和/或所述吸力侧壁(18)上沿翼弦方向间隔开。3.根据权利要求2所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述肋(72A-72B、82A-82B)形成在所述压力侧壁(14)上以及形成在所述吸力侧壁(16)上，并且其中，所述压力侧壁(14)上的所述肋(72A、82A)和所述吸力侧壁(16)上的所述肋(72B、82B)沿翼弦方向交替地定位，以限定冷却剂在所述框架通道(70、80)中朝向所述出口槽(28)流动的Z字形流动路径(F)。4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(10)，包括位于所述后缘冷却剂腔(41f)中的多个冷却特征(22)，所述冷却特征(22)设置在冷却剂朝向所述冷却剂出口槽(28)流动的流动路径中，所述冷却特征(22)位于所述后缘冷却剂腔(41f)的翼展方向端部之间。5.根据权利要求4所述的涡轮翼型件(10)，其中，所述冷却特征包括由销(22)组成的阵列，每个销(22)均从所述压力侧壁(14)延伸至所述吸力侧壁(16)，所述阵列包括多个由所述销(22)组成的径向排，其中，每排中的所述销(22)径向地相互间隔开以在所述销(22)之间限定冷却剂通道(24)。6.根据权利要求5所述的涡轮翼型件(10)，其中，每个销(22)均是沿所述径向方向呈长形的。7.根...

【专利技术属性】
技术研发人员：李经邦，
申请(专利权)人：西门子股份公司，
类型：发明
国别省市：德国,DE