[发明专利]具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件

说明书

一种涡轮翼型件(10)，其包括冲击结构(26A、26B)，该冲击结构包括定位在翼型件本体(12)的内部部分(11)中的中空长形主体(28)。主体(28)在纵长方向上沿着径向方向延伸，并且主体内限定了接纳冷却流体(60)的冷却剂腔室(64)。主体(28)与翼型件本体(12)的压力侧壁(16)和吸力侧壁(18)间隔开并且可以与翼型件梢部(52)间隔开，以在其间限定相应的通路(72、74、77)。穿过主体(28)形成有多个冲击开口(25)，多个冲击开口将冷却剂腔室(64)与相应的通路(72、74、77)中的一个或更多个通路连接。冲击开口(25)将在冷却剂腔室(64)中流动的冷却流体(60)引导成冲击压力侧壁(16)和/或吸力侧壁(18)和/或翼型件梢部(52)。

技术领域

本发明总体上涉及涡轮翼型件，并且更具体地涉及内部冷却式涡轮翼型件。

背景技术

在涡轮机比如燃气涡轮发动机中，空气在压缩机部段中被加压，然后在燃烧器部段中与燃料混合并燃烧，以产生热的燃烧气体。热的燃烧气体在发动机的涡轮部段内膨胀，在该涡轮部段中，能量被提取以向压缩机部段提供动力并产生有用功，从而使得发电机转动而产生电力。热的燃烧气体行进通过涡轮部段内的一系列涡轮级。涡轮级可以包括一排静止的翼型件、即轮叶，其后续接的是一排旋转的翼型件、即涡轮叶片，其中涡轮叶片从热的燃烧气体提取能量以用于提供输出动力。由于翼型件、即轮叶和涡轮叶片直接暴露于热的燃烧气体，因此它们通常设置有内部冷却通道，这些冷却通道将冷却流体比如压缩机引气引导通过翼型件。

一种类型的翼型件从翼型件的根端部处的径向内部平台延伸至翼型件的径向外部部分并且包括相对的压力侧壁和吸力侧壁，相对的压力侧壁和吸力侧壁在翼展方向上沿着径向方向延伸并且从翼型件的前缘轴向地延伸至翼型件的后缘。冷却通道在翼型件内于压力侧壁与吸力侧壁之间延伸，并且可以将冷却流体沿径向方向引导通过翼型件。冷却通道将热从压力侧壁和吸力侧壁去除，并且由此避免这些部件的过热。

发明内容

简言之，本发明的方面提供了一种具有内部冲击冷却特征件的涡轮翼型件。

本发明的实施方式提供了一种涡轮翼型件，该涡轮翼型件包括大致中空的翼型件本体，该大致中空的翼型件本体由在翼展方向上沿着径向方向延伸的外壁形成。外壁包括在前缘和后缘处被接合的压力侧壁和吸力侧壁。在压力侧壁与吸力侧壁之间限定了大致居中地延伸的弦向轴线。

根据本发明的第一方面，涡轮翼型件包括冲击结构，该冲击结构包括定位在翼型件本体的内部部分中并在纵长方向上沿着径向方向延伸的中空的长形的主体。主体内限定了接纳冷却流体的冷却剂腔室。主体与压力侧壁和吸力侧壁间隔开，使得：在主体与压力侧壁之间限定第一近壁通路，并且在主体与吸力侧壁之间限定第二近壁通路。穿过主体形成有多个冲击开口，所述多个冲击开口将冷却剂腔室与第一近壁通路和第二近壁通路连接。冲击开口将在冷却剂腔室中流动的冷却流体引导成冲击压力侧壁和/或吸力侧壁。

根据本发明的第二方面，涡轮翼型件设置有冲击结构，该冲击结构包括定位在翼型件本体的内部部分中并在纵长方向上沿着径向方向延伸的中空的长形的主体。主体内限定了接纳冷却流体的冷却剂腔室。主体与压力侧壁、吸力侧壁和翼型件梢部间隔开，使得：在主体与压力侧壁之间限定第一近壁通路，在主体与吸力侧壁之间限定第二近壁通路，并且在主体与翼型件梢部之间限定梢部冷却通路。穿过主体形成有多个冲击开口，所述多个冲击开口将冷却剂腔室与第一近壁通路、第二近壁通路和梢部冷却通路连接，以用于将在冷却剂腔室中流动的冷却流体引导成冲击压力侧壁和/或吸力侧壁和/或翼型件梢部。

附图说明

借助附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构型并且不限制本发明的范围。

图1是根据一个实施方式的涡轮翼型件的示例的立体图；

图2是图示了本发明的方面的沿着图1的截面II-II穿过涡轮翼型件的截面图；