[发明专利]带有在燃气涡轮翼型的尾部冷却腔中形成近壁冷却通道的插入件的内部冷却系统

说明书

技术领域

本发明总体上涉及燃气涡轮发动机，并且更具体地涉及用于燃气涡轮发动机中的翼型的内部冷却系统。

背景技术

通常，燃气涡轮发动机包括用于压缩空气的压缩机、用于混合压缩空气与燃料且点燃混合物的燃烧器，以及用于产生动力的涡轮叶片组件。燃烧器通常在可以超过2,500华氏度的高温下操作。通常的涡轮燃烧器构造将涡轮导叶和叶片组件暴露于高温。因此，涡轮导叶和叶片必须由能够承受这样的高温的材料制成，或者必须包括冷却特征以使部件能够在超过材料的能力的环境中留存。涡轮发动机通常包括从壳径向向内延伸的多排静止涡轮导叶，且包括附接到转子组件以便使转子转动的多排可旋转涡轮叶片。

通常，涡轮导叶暴露于加热翼型的高温燃烧器气体。翼型包括内部冷却系统以便降低翼型的温度。翼型具有形成近壁冷却通道的内部插入件。然而，大部分插入件由普通的（plain）片材金属形成，其带有在其中的多个冲击孔以在翼型的压力侧和吸力侧上提供冲击冷却。上游快速（post）冲击空气向下游传递冲击射流，并且在通过薄膜孔离开之前形成横流。横流能够使冲击射流远离冲击目标表面弯曲，并减小冷却有效性。为了减少横流的量，快速冲击空气通过外部薄膜孔被放出。然而，薄膜冷却孔的数量越大，冷却空气的使用效率越低。冲击孔消耗冷却空气压力，且通常在前缘处造成问题，其中喷头孔在外部表面上经受高停滞气体压力。因此，存在对于用于燃气涡轮翼型的更有效的内部冷却系统的需要。

发明内容

公开了一种用于燃气涡轮发动机的翼型，其中，所述翼型包括内部冷却系统，其带有一个或多个内腔，所述一个或多个内腔具有包含在其中的形成具有增强的流动模式的近壁冷却通道的插入件。可经由从形成大体中空细长翼型的外壁延伸的多个冷却流体流动控制器控制冷却流体在近壁冷却通道中的流动。冷却流体流动控制器可以被集中成沿翼展向延伸的排。在至少一个实施例中，冷却流体流动控制器可定位在压力侧近壁冷却通道和吸力侧近壁冷却通道内，这两者均与后缘通道流体连通。后缘通道也可以包括在形成压力侧和吸力侧的外壁之间延伸的冷却流体流动控制器，由此增加内部冷却系统的有效性。内部冷却系统可以包括一个或多个旁路减流器，其从插入件朝向外壁延伸，以引导冷却流体通过由冷却流体流动控制器形成的近壁冷却通道，由此增加内部冷却系统的有效性。

在至少一个实施例中，用于燃气涡轮发动机的涡轮翼型可以包括由外壁形成的大体细长的中空翼型，且可具有前缘、后缘、压力侧、吸力侧和在第一端部处的内端壁和大体在大体细长的中空翼型的第一端部的相对侧上的第二端部处的外端壁，和定位在大体细长的中空翼型的内部方面内的冷却系统。冷却系统可包括插入件定位在其中的一个或多个尾部冷却腔，其形成压力侧近壁冷却通道和吸力侧近壁冷却通道。多个冷却流体流动控制器可从形成大体细长的中空翼型的外壁朝向插入件延伸，其中，冷却流体流动控制器形成向下游朝向后缘延伸的多个交错的曲折（zigzag）通道。一个或多个旁路减流器可从插入件朝向外壁延伸以减少冷却流体的旁路流动。

冷却流体流动控制器中的一个或多个可具有由处于吸力侧的相对侧上的压力侧形成的横截面区域，由此压力侧和吸力侧经由前缘和处于至少一个冷却流体流动控制器的与前缘相对的端部上的后缘联接在一起，并且其中，压力侧具有大体凹入的弯曲表面，且吸力侧具有大体凸出的弯曲表面。多个冷却流体流动控制器可集中成沿翼展向延伸的第一排冷却流体流动控制器，由此，沿翼展向延伸的第一排冷却流体流动控制器内的冷却流体流动控制器中的每一个均可以类似地定位，使得除了在沿翼展向延伸的第一排的端部处的冷却流体流动控制器之外，一个冷却流体流动控制器的压力侧邻近邻近的冷却流体流动控制器的吸力侧。

沿翼展向延伸的第二排冷却流体流动控制器可定位在沿翼展向延伸的第一排冷却流体流动控制器下游。沿翼展向延伸的第二排冷却流体流动控制器可具有一个或多个冷却流体流动控制器，其相比于沿翼展向延伸的第一排冷却流体流动控制器中的情况，压力侧处于冷却流体流动控制器的相对侧上，由此引起流动通过沿翼展向延伸的第二排冷却流体流动控制器的冷却流体以与由沿翼展向延伸的第一排冷却流体流动控制器施加在冷却流体上的翼展向矢量相对的翼展向矢量被向下游引导。因而，可在冷却腔内建立冷却流体的曲折流动模式。