[发明专利]涡轮转子翼型件和用于减少叶片内的腔中的压力损失的相应方法

说明书

一种用于涡轮发动机的叶片翼型件（10），该叶片翼型件（10）包括具有前缘回路（22）和后缘回路（24）的内部多通蛇形流动冷却回路（40）。该前缘回路（22）中的腔的入口（54）具有变窄的腔宽度（48），该腔宽度（48）进一步在下游扩展到与前缘回路（22）的其余部分的腔宽度（48）相似的一致的腔宽度（48）。

技术领域

本发明涉及用于燃气涡轮机的涡轮叶片，并且更具体而言，涉及一种不对称形状的涡轮叶片内部末梢转弯。

背景技术

在工业燃气涡轮发动机中，产生热压缩气体。燃烧系统从压缩机接收空气，并且通过混合在燃料中并燃烧混合物将其提升到高能级，其后燃烧器的产物膨胀通过涡轮。

热气流通过涡轮并膨胀以产生机械功，该机械功用于驱动发电机来发电。所述涡轮通常包括多级定子轮叶和转子叶片，以将来自该热气流的能量转换成驱动发动机的转子轴的机械能。涡轮入口温度受涡轮部件的材料属性和冷却能力限制。这对于第一级的涡轮叶片和轮叶尤其重要，因为这些翼型件暴露于系统中最热的气流。

由于涡轮叶片暴露于从燃烧系统内的燃烧器排出的热气流，因此使用冷却方法来获得涡轮叶片的有用的设计生命周期。叶片冷却通过如下方式来实现，即：从压缩机抽取一部分较冷的压缩空气，并将其引导至涡轮部段，从而绕过燃烧器。在引入到涡轮部段中之后，该冷却空气流过形成在叶片的翼型部分中的通路或通道。

燃气涡轮机正在变得更大、更高效且更坚固。正在生产大型的叶片和轮叶，尤其是在发动机系统的具有较高温度的热部段中。因此，这些叶片需要大量的冷却以维持足够的部件寿命。

发明内容

在本发明的一个方面，一种涡轮转子翼型件包括：通过压力侧和吸力侧联接的前缘和后缘、末梢端和径向相对的根端；以及至少两个多通蛇形流动冷却回路，其形成在所述翼型件内，以为所述翼型件提供冷却，所述冷却回路包括：前缘回路，其包括至少位于所述翼型件内的第一前向腔和处于所述第一前向腔的轴向前部的第二前向腔，其中，所述前缘回路以所述翼型件的末梢端和根端处的至少两个基本上180度的转弯向前流动，从而提供至少倒数第二个前向腔和最后的前向腔，其中，所述最后的前向腔沿所述翼型件的前缘定位；以及后缘回路，其包括至少位于所述第一前向腔的后方的第一后向腔，其中，所述后缘回路以所述翼型件的末梢端和根端处的至少两个基本上180度的转弯向后流动，从而提供至少倒数第二个后向腔和最后的后向腔，其中，所述最后的后向腔沿所述翼型件的后缘定位；其中，从第一前向腔的出口进入到第二前向腔的入口的180度的转弯从一致的腔宽度变窄，并且随后，在下游扩展回到该一致的腔宽度，而在这两个腔之间具有一致的直径。

在本发明的另一个方面，一种用于减少用于涡轮发动机的叶片内的前向腔中的压力损失的方法，所述方法包括：减小形成在翼型件内的至少两个多通蛇形流动冷却回路中的前向前缘回路的径向向内流动的腔的入口处的腔宽度；将通向所述径向向内流动的腔的入口的点处的所述径向向内流动的腔与径向向外流动的腔之间的空间的直径增加到最大直径长度。

参考下面的附图、说明书和权利要求，本发明的这些和其他特征、方面和优点将变得更好理解。

附图说明

借助于附图更详细地示出了本发明。附图示出了优选的构造并且不限制本发明的范围。

图1是根据本发明的示例性实施例的涡轮叶片的透视压力侧视图；

图2是本发明的示例性实施例的冷却回路的剖面顶视图；

图3A和图3B分别是根据现有技术和本发明的示例性实施例的涡轮叶片翼型件冷却回路的详细视图；

图4A和图4B分别是根据现有技术和本发明的示例性实施例的涡轮叶片冷却回路的局部详细剖视图；

图5A和图5B分别是现有技术和本发明的示例性实施例的冷却回路的剖视图。

具体实施方式