[发明专利]冲击冷却的轮叶罩,合并其的涡轮机转子及冷却方法

说明书

技术领域

本发明涉及用于涡轮机，例如飞行器发动机、燃气涡轮机、蒸汽涡轮机等的叶片。更具体地，本发明涉及涡轮机叶片尖端罩的冷却。作为非限制性示例，本发明及其背景参考燃气涡轮机描述。

背景技术

燃气涡轮机典型地包括产生压缩空气的压缩机段。燃料与压缩空气的部分混合且在一个或更多燃烧器中燃烧，从而产生热的压缩气体。热压缩气体在涡轮机段中膨胀以产生旋转轴动力。涡轮机段典型地包括多个交替排的静止轮翼(喷嘴)和旋转叶片(轮叶)。每个旋转叶片具有翼片部分和根部分，它通过根部分附接到转子。

由于叶片被暴露在从燃烧器排出的热气体，要求冷却方法以获得有用的设计寿命周期。传统地，叶片冷却通过从压缩机吸取压缩空气的部分且将它引导到涡轮机段，从而旁通燃烧器实现。在引导到涡轮机段中之后，该冷却空气流动通过形成在叶片的翼片部分中的通道。通常，提供径向通道，其将冷却空气在叶片尖端处径向向外地排出。

在许多旋转翼片上，整体尖端罩用于叶片的径向外部端上，以生成热气体必须通过其的通道的外部表面。具有罩作为翼片的部件导致发动机性能的提高。因此，希望整个外部表面被尖端罩覆盖。然而，由于通过旋转速度施加的机械力，在旋转翼片上的整体罩是高度受应力的部件。高温环境联合高应力使得设计在遍及叶片的剩余部分的整个有用寿命有效地运行的罩成为挑战。解决该挑战的两种方法是减少应力和/或减少温度。

用于减少应力的通用方法是移除悬置罩的部分(使罩成扇形)，从而减少施加的载荷。然而，减少尖端罩覆盖范围导致对发动机性能的损害。此外或在替换方法中，在叶片尖端处排出的冷却空气流过罩的径向向外面向的表面，从而提供膜冷却措施。

发明内容

本发明提出通过采用局部定向的冲击冷却更有效地冷却叶片尖端罩，以减少尖端罩的高度受应力区，主要但不限于在翼片和尖端罩之间的圆角处的金属温度。本发明进一步提供使用这样的冲击冷却来冷却尖端罩的方法。

因而本发明可以实施在涡轮机叶片中，包括：用于将所述叶片固定到涡轮机转子的根部分；从所述根纵向延伸的翼片部分；延伸通过所述翼片的至少一个翼片冷却通道，所述翼片冷却通道具有用于接收冷却流体流的进口；从所述翼片向外突出且具有径向向内面向的表面和径向向外面向的表面的罩；限定至少一个离开孔以使冷却流体从所述翼片冷却通道离开的壁；与至少一个所述离开孔流动连通的至少一个罩冷却室，所述离开孔指向所述冷却室的目标壁表面，从而所述离开孔限定冲击孔以冲击冷却作为冲击区域的所述目标壁表面；和至少一个出口孔隙，以使用尽的冲击冷却流体流出所述冷却室。

本发明也可以实施在具有一排涡轮机叶片的涡轮机转子中，所述涡轮机叶片的至少一个包括：用于将所述叶片固定到涡轮机转子的根部分；从所述根纵向延伸的翼片部分；延伸通过所述翼片的至少一个翼片冷却通道，所述翼片冷却通道具有用于接收冷却流体流的进口；从所述翼片向外突出且具有径向向内面向的表面的罩；限定至少一个离开孔以使冷却流体从所述翼片冷却通道离开的壁；与至少一个所述离开孔流动连通的至少一个罩冷却室，所述离开孔定向为将冷却流体向目标冲击区域引导，从而所述离开孔限定冲击孔以冲击冷却所述目标冲击区域；和至少一个出口开口，以使用尽的冲击冷却流体流出所述冷却室。

本发明可以进一步实施在冷却燃气涡轮机翼片的方法中，燃气涡轮机翼片具有在大致垂直于翼片的平面内延伸的相关的大致平面的罩，该方法包括：a)在所示翼片中提供至少一个翼片冷却通道；b)在所述罩内提供至少一个冷却室；c)将冷却空气从该至少一个翼片冷却通道通过至少一个冲击孔向该至少一个冷却室的壁表面引导；和d)将用尽的冲击冷却空气通过在冷却室中的至少一个出口开口引导。

附图说明

通过结合附图仔细研究以下更详细的本发明的当前优选实施例的描述，将更完全地理解和意识本发明的这些和其他目的和优势，其中：

图1是具有尖端罩的常规涡轮机叶片的示意性透视图；

图2是图示罩成扇形的常规尖端罩的示意性俯视图；

图3是本发明示例实施例的示意性截面图；

图4是本发明又一示例实施例的示意性截面图；

图5是根据第一示例实施例的图3结构的示意性俯视图；

图6是根据第二示例实施例的图3结构的示意性俯视图；

图7是本发明的进一步示例实施例的示意性俯视图；和

图8是沿图7的线8-8截取的截面图。

具体实施方式