用于冷却燃气涡轮转子叶片的方法和设备技术

本发明专利技术涉及用于冷却燃气涡轮转子叶片的方法和设备。提供一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(42)，其包括：第一侧壁(44)和第二侧壁(46)，该第一侧壁(44)和第二侧壁(46)在前缘(48)和后缘(50)处联接在一起，使得在它们之间限定腔(56)。中心压室(58)和冲击腔室(60)限定于该腔内。中心压室将冷却流体引导至冲击腔室，在冲击腔室中，冷却流体冲击侧壁。冷却流体经由膜冷却孔(80)从冲击腔室排放。

【技术实现步骤摘要】

本专利技术大体涉及燃气涡轮发动机，且更特定而言，涉及用于冷却燃气涡轮发动机转子组件的方法和设备。
技术介绍
涡轮转子组件通常包括至少一排周向间隔开的转子叶片。每个转子叶片包括翼型件，翼型件包括压力侧和吸力侧，压力侧和吸力侧在前缘和后缘处连接在一起。每个翼型件从转子叶片平台径向向外延伸。每个转子叶片还包括燕尾件，其从柄部径向向内延伸，柄部在平台与燕尾件之间延伸。燕尾件用于将转子组件内的转子叶片安装到转子盘或线轴(spool)上。已知的叶片为中空的，使得由翼型件、平台、柄部和燕尾件至少部分地限定内部冷却腔。为了便于防止翼型件暴露于高温燃烧气体而损坏，已知的翼型件包括内部冷却回路，内部冷却回路通过翼型件来引导冷却流体。至少一些已知的高压涡轮叶片包括内部冷却腔，其为弯曲的使得冷却气体的路径径向向外引导到叶片顶端，在叶片顶端处，流动反向且往回径向向内流向叶片根部。流动可通过根部离开叶片或者流动可被导向至后缘中的孔以允许气体跨过后缘的表面流动来冷却后缘。具体而言，至少一些已知的转子叶片通道压缩器将空气抽送到限定于侧壁之间的腔内，以对流冷却侧壁。可使用冲击冷却来实现额外冷却，其中冲击插件通过冲击喷射口阵列对翼型件前缘的内表面引导冷却流体以便于沿着前缘来冷却翼型件。然而，受到制造约束限制的这些回路的效率不高，因为这些回路引导冷却流体通过腔的中心，在中心处，并未有效地从翼型件的壁移除热。
技术实现思路
在一个实施例中，提供了用于燃气涡轮发动机的翼型件。该翼型件包括第一侧壁和第二侧壁，第一侧壁和第二侧壁在前缘和后缘处联接在一起，使得在它们之间限定腔。中心压室(plenum)限定于腔内且具有中心压室壁。冲击腔室限定于腔内，冲击腔室大致围绕中心压室。中心压室与冲击腔室流动连通。在另一实施例中，提供一种燃气涡轮发动机组件，其包括:压缩器，燃烧器，以及涡轮，其联接到压缩器。涡轮包括翼型件，其包括:第一侧壁和第二侧壁，其在前缘和后缘处联接在一起，使得在它们之间限定腔。中心压室限定于腔内且具有中心压室壁。冲击腔室限定于腔内，冲击腔室大致围绕中心压室。中心压室与冲击腔室流动连通。在又一实施例中，中心压室壁包括至少一排冲击喷射口，该至少一排冲击喷射口径向延伸。在又一实施例中，至少一排冲击喷射口包括从中心压室壁的内表面延伸到中心压室壁的外表面的至少一个孔。在又一实施例中，冲击腔室联接到至少一排膜冷却孔，该至少一排膜冷却孔径向延伸。在又一实施例中，燃气涡轮发动机组件还包括联接到中心压室的冷却流体源。在又一实施例中，提供了一种制作用于燃气涡轮发动机的转子叶片的方法，其中，该转子叶片包括翼型件，其具有第一侧壁和第二侧壁，第一侧壁和第二侧壁在前缘和后缘处联接在一起，使得在它们之间限定腔。该方法包括:在该腔内形成中心压室，中心压室具有中心压室壁；以及形成冲击腔室，其大致围绕中心压室，中心压室与冲击腔室流动连通。在又一实施例中，方法还包括形成联接到中心压室壁以及第一侧壁和第二侧壁中的一个的至少一个支柱。在又一实施例中，形成至少一个支柱包括将至少一个支柱布置为至少一排支柱。在又一实施例中，方法还包括在中心压室壁内形成至少一排冲击喷射口。在又一实施例中，方法还包括在第一侧壁内形成至少一排膜冷却孔，该至少一排膜冷却孔联接到冲击腔室。在又一实施例中，方法还包括在第二侧壁内形成至少一排膜冷却孔，该至少一排膜冷却孔联接到冲击腔室。附图说明图1为示例性燃气涡轮发动机的示意 图2为可用于图1所示的燃气涡轮的示例性转子叶片的透视 图3为图2所示的转子叶片的一部分且沿着线I所截取的透视图；以及 图4为图2所示的转子叶片且沿着线I所截取的截面图。部件列表 10 燃气涡轮发动机 12 风扇组件 14 高压压缩器 16 燃烧器 18 高压涡轮 20 低压涡轮 22 升压器(booster) 24 风扇叶片 26 转子盘 28 进气侧 30 排气侧 40 转子叶片 42翼型件 43燕尾件 44第一侧壁 46 第二侧壁 48 前缘 50后缘 51膜孔(film hole) 52叶片根部 53外表面 54翼型件顶端 55后缘槽 56腔 58中心压室 60冲击腔室 62内表面 64外表面 66中心压室壁 68支柱 70第一排支柱 72第二排支柱 80孔。具体实施例方式图1为燃气涡轮发动机10的示意图，燃气涡轮发动机10包括风扇组件12、高压压缩器14和燃烧器16。发动机10还包括高压涡轮18、低压涡轮20以及升压器22。风扇组件12包括从转子盘26径向向外延伸的风扇叶片24的阵列。发动机10具有进气侧28和排气侧30。在一个实施例中，发动机10为可购自Cincinnati, Ohio的General ElectricAircraft Engines 的 CT7 发动机。在操作中，空气流过风扇组件12并且压缩空气被供应到高压压缩器14。高度压缩的空气输送到燃烧器16。来自燃烧器16的空气流(在图1中未图示)驱动涡轮18和20，且涡轮20驱动风扇组件12。图2为可用于燃气涡轮发动机10 (在图1中示出)的转子叶片40的透视图。图3为转子叶片40的一部分且沿着线I所截取的透视图。图4为沿着线I所截取的转子叶片40的截面图。在一个实施例中，多个转子叶片40形成燃气涡轮发动机10的高压涡轮转子叶片级(未图示)。每个转子叶片40包括中空翼型件42和整体燕尾件43，整体燕尾件43用于将翼型件42以已知的方式安装到转子盘(未图示)上。翼型件42包括第一侧壁44和第二侧壁46。第一侧壁44为凸出的且限定翼型件42的吸力侧，且第二侧壁46为凹入的且限定翼型件42的压力侧。侧壁44和46在翼型件42的前缘48和轴向间隔开的后缘50处连接在一起，后缘50在前缘48的下游。翼型件42包括多个膜孔51，多个膜孔51沿着侧壁44和46径向间隔开且在翼型件顶端54与叶片根部52之间，用于从翼型件42排放冷却流体以便于冷却翼型件42的外表面53。膜孔51可具有能使翼型件41如本文所述起作用的任何数量或者在第一侧壁44和第二侧壁46上的任何位置。翼型件42还包括沿着后缘50在翼型件顶端54与叶片根部52之间径向间隔开的多个后缘槽55，以从翼型件42排出冷却流体以便于冷却翼型件后缘50。由膜孔51和后缘槽55增强的传热便于沿着翼型件外表面53的冷却。第一侧壁44和第二侧壁46分别从邻近燕尾件43定位的叶片根部52径向延伸到翼型件顶端54，翼型件顶端54限定内腔56的径向外边界。腔56在侧壁44与46之间限定于翼型件42内。在示例性实施例中，腔56被分成中心压室58和冲击腔室60。中心压室58具有内表面62和外表面64,内表面62与外表面64 —起限定中心压室壁66。中心压室58从叶片根部52径向向外延伸到翼型件顶端54且与位于发动机10内的冷却流体源(未图示)流动连通。备选地，中心压室可沿翼型件42的一部分从叶片根部52延伸到翼型件顶端54。一个或多个支柱68从中心压室壁66延伸通过冲击腔室60到第一侧壁44和第二侧壁46。支柱68支承中心压室壁66且允许冲击腔室60大致围绕中心压室58。在示例性实施例中，一排支柱70将中心压室壁66联接到本文档来自技高网...

【技术保护点】
一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(42)，所述翼型件包括：第一侧壁(44)和第二侧壁(46)，所述第一侧壁和第二侧壁在前缘(48)和后缘(50)处联接在一起，使得在它们之间限定腔(56)；中心压室(58)，其限定于所述腔内，所述中心压室具有中心压室壁(66)；以及冲击腔室(60)，其限定于所述腔内，所述冲击腔室大致围绕所述中心压室，所述中心压室与所述冲击腔室流动连通。

【技术特征摘要】
2011.10.31 US 13/285,9461.一种用于燃气涡轮发动机(10)的翼型件(42)，所述翼型件包括: 第一侧壁(44)和第二侧壁(46)，所述第一侧壁和第二侧壁在前缘(48)和后缘(50)处联接在一起，使得在它们之间限定腔(56)； 中心压室(58)，其限定于所述腔内，所述中心压室具有中心压室壁￠6);以及 冲击腔室(60)，其限定于所述腔内，所述冲击腔室大致围绕所述中心压室，所述中心压室与所述冲击腔室流动连通。2.根据权利要求1所述的翼型件(42)，其特征在于，还包括:至少一个支柱(68)，所述至少一个支柱联接到所述中心压室壁￠6)以及所述第一侧壁(44)和第二侧壁(46)中的一个。3.根据权利要求2所述的翼型件(42)，其特征在于，所述至少一个支柱(68)布置成至少一排(70)支柱。4.根据权利要求1所述的翼型件(42)，其特征在于，所述中心压室壁(66)包括至少一排冲击喷射口(80)，所述至少一排冲击喷射口径向延伸。5.根据权利要求4所述的翼型件(42)，其特征在于，所述至少一排冲击喷射口(80)包括至少一个孔，所述孔从所述中心压室壁￠6)的内表面￠2)延伸到所述中心...

【专利技术属性】
技术研发人员：DG科尼策尔，MW马鲁斯科，MW贝尔，杨熙，JH迪恩斯，BD普热斯劳斯基，ADW蒂尔，
申请(专利权)人：通用电气公司，
类型：发明
国别省市：