【技术实现步骤摘要】
【国外来华专利技术】
本专利技术大体上涉及涡轮翼型件,并且更加具体地涉及可用在涡轮发动机中的中空涡轮翼型件的平台中的冷却系统。
技术介绍
通常,燃气涡轮发动机包括:用于压缩空气的压缩器、用于使压缩空气与燃料混合且点燃该混合物的燃烧器、以及用于产生功率的涡轮叶片组件。燃烧器通常在可能超过2500华氏度的较高温度下操作。典型的涡轮燃烧器构造使涡轮叶片组件暴露至这些高温。因此,涡轮叶片必须由能够承受该高温的材料制成。此外,涡轮叶片通常包括冷却系统,该冷却系统用于延长叶片的寿命并且减小由于过度温度引起的故障的可能性。通常,涡轮叶片是由在一端处具有平台的根基部分以及细长部分形成,该细长部分形成从联接至根基部分的平台向外延伸的叶片。该叶片通常由与根基部段相对的尖端、前缘、以及后缘组成。大多数涡轮叶片的内部方面通常包含形成冷却系统的冷却通道的复杂曲径。叶片中的冷却通道从涡轮发动机的压缩器接收空气并且使该空气穿过叶片。一些冷却流体穿过根基并且到邻近的涡轮叶片之间的腔中以冷却叶片的平台。冷却流体可以通过邻近的叶片之间的间隙排出并且可以产生膜冷却。该间隙通常形成在平台的侧表面之间,该侧表面大体上平行于彼此并且平行于涡轮叶片的纵向轴线。当没有供应足够的冷却空气以防止热气体回吞时,热气体回吞到平台的径向向内的区域中,这些间隙通常是该热气体回吞的位置。此外,平台的侧表面通常出现氧化和腐蚀并且该氧化和该腐蚀导致通过间隙进行更大的热气体回吞。因此,存在对改善平台的冷却以实现更加均匀的热梯度并且减少通过翼型件的邻近平台之间的间隙进行的热气体回吞的需要。
技术实现思路
公开了一种冷却系统,该冷却系统定位在可用在涡 ...
【技术保护点】
一种涡轮翼型件(12),其特征在于:大体上细长的中空翼型件(36)具有前缘(38)、后缘(40)、在第一端(44)处的尖端部段(42)、用于支撑所述翼型件(36)和用于将所述翼型件(36)联接至圆盘的在大体上与所述第一端(44)相对的端部(48)处联接至所述翼型件(36)的根基(46)、以及由所述细长中空翼型件(36)中的至少一个腔(50)形成的冷却系统(10);平台(18)定位在所述大体上细长的中空翼型件(36)与所述根基(46)的交叉(34)处,其中,所述平台(18)包括上游边缘(52)、与所述上游边缘(52)相对的下游边缘(54)、定位为靠近所述大体上细长的中空翼型件(36)的压力侧(56)的压力侧边缘(22)、以及定位为靠近所述大体上细长的中空翼型件(36)的抽吸侧(58)的抽吸侧边缘(24);以及其中,所述冷却系统(10)的至少一部分定位在所述平台(18)内并且由至少一个压力侧主要冷却通道(60)形成,所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)从冷却流体供应通道(64)处的进口(62)延伸至所述压力侧边缘(22)处的排气出口(66);至少一个压力侧分支冷却通道(68)从所述至少一 ...
【技术特征摘要】
【国外来华专利技术】1.一种涡轮翼型件(12),其特征在于:大体上细长的中空翼型件(36)具有前缘(38)、后缘(40)、在第一端(44)处的尖端部段(42)、用于支撑所述翼型件(36)和用于将所述翼型件(36)联接至圆盘的在大体上与所述第一端(44)相对的端部(48)处联接至所述翼型件(36)的根基(46)、以及由所述细长中空翼型件(36)中的至少一个腔(50)形成的冷却系统(10);平台(18)定位在所述大体上细长的中空翼型件(36)与所述根基(46)的交叉(34)处,其中,所述平台(18)包括上游边缘(52)、与所述上游边缘(52)相对的下游边缘(54)、定位为靠近所述大体上细长的中空翼型件(36)的压力侧(56)的压力侧边缘(22)、以及定位为靠近所述大体上细长的中空翼型件(36)的抽吸侧(58)的抽吸侧边缘(24);以及其中,所述冷却系统(10)的至少一部分定位在所述平台(18)内并且由至少一个压力侧主要冷却通道(60)形成,所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)从冷却流体供应通道(64)处的进口(62)延伸至所述压力侧边缘(22)处的排气出口(66);至少一个压力侧分支冷却通道(68)从所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)中的进口(70)延伸至所述压力侧边缘(22)处的排气出口(72);其中,所述至少一个压力侧分支冷却通道(68)具有小于所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)的截面面积的截面面积;至少一个抽吸侧主要冷却通道(80)从冷却流体供应通道(64)处的进口(82)延伸至所述抽吸侧边缘(24)处的排气出口(84);至少一个抽吸侧分支冷却通道(86)从所述至少一个抽吸侧主要冷却通道(80)中的进口(88)延伸至所述抽吸侧边缘(24)处的排气出口(90);以及其中,所述至少一个抽吸侧分支冷却通道(86)具有小于所述至少一个抽吸侧主要冷却通道(80)的截面面积的截面面积。2.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(12),其特征在于,所述至少一个压力侧分支冷却通道(68)从所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)的下游侧(74)延伸。3.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(12),其特征在于,所述至少一个压力侧分支冷却通道(68)的所述排气出口(72)定位在所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)的所述排气出口(66)的下游。4.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(12),其特征在于,所述至少一个压力侧分支冷却通道(68)从所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)的下游侧(74)非正交地且与其非平行地延伸。5.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(12),其特征在于,所述至少一个压力侧分支冷却通道(68)包括从所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)的第一压力侧主要冷却通道(76)延伸的多个压力侧分支冷却通道(68)。6.根据权利要求5所述的涡轮翼型件(12),其特征在于,所述多个压力侧分支冷却通道(68)平行于彼此。7.根据权利要求1所述的涡轮翼型件(12),其特征在于,所述至少一个压力侧主要冷却通道(60)包括多个压力侧主要冷却通道(60),其中,所述多个压力侧主要冷却通道(60)中的每一个具有至少两个压力侧分支冷却通道(68),所述至少两个压力侧分支冷却通...
【专利技术属性】
技术研发人员:李经邦,RW马修斯,姜南,GS阿扎德,
申请(专利权)人:西门子能源公司,
类型:发明
国别省市:美国;US
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