專利名稱：渦輪機(jī)翼型構(gòu)件及其冷卻方法
技術(shù)領(lǐng)域：
本發(fā)明涉及在高溫下操作的構(gòu)件，例如渦輪機(jī)的渦輪翼型構(gòu)件。更具體而言，本發(fā)明涉及一種翼型構(gòu)件，其配備有連接到能夠促進(jìn)構(gòu)件內(nèi)的熱傳遞特性的一個(gè)或多個(gè)內(nèi)部冷卻腔室上的一個(gè)或多個(gè)內(nèi)部冷卻通道。
背景技術(shù)：
渦輪機(jī)的構(gòu)件如輪葉(葉片)、噴嘴(導(dǎo)葉)以及工業(yè)和飛行器燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的其它熱氣體通路構(gòu)件通常由鎳基、鈷基或鐵基超級(jí)合金形成，這些超級(jí)合金具有對(duì)于渦輪操作溫度和條件而言的期望機(jī)械性質(zhì)和環(huán)境性質(zhì)。由于渦輪機(jī)的效率取決于其操作溫度， 故需要構(gòu)件且特別是諸如渦輪輪葉和噴嘴的翼型構(gòu)件能夠耐受日益更高的溫度。當(dāng)超級(jí)合金構(gòu)件的最大局部溫度接近超級(jí)合金的熔化溫度時(shí)，利用適合的流體特別是空氣的強(qiáng)制冷卻就變得需要。為此，燃?xì)鉁u輪輪葉和噴嘴的翼型件通常需要復(fù)雜的冷卻方案(scheme)，在其中冷卻流體，通常為壓縮機(jī)放出空氣，強(qiáng)制穿過(guò)翼型件內(nèi)的內(nèi)部冷卻通道，且然后經(jīng)由翼型件表面處的冷卻孔排出以從構(gòu)件傳遞熱。在冷卻流體流經(jīng)冷卻通道時(shí)，在翼型件內(nèi)通過(guò)將熱傳遞至冷卻流體而產(chǎn)生對(duì)流冷卻。在稱為沖擊冷卻的技術(shù)中，通過(guò)直接抵靠翼型件外壁的內(nèi)表面引送冷卻流體的細(xì)小內(nèi)部孔口可實(shí)現(xiàn)附加冷卻。冷卻孔還可構(gòu)造成以便冷卻流體在構(gòu)件表面上的特定位置處釋放到氣體通路中以提供在構(gòu)件表面上流動(dòng)的冷卻流體層， 從而產(chǎn)生減少熱從熱氣體通路傳遞至構(gòu)件的邊界層(膜)。充分地降低翼型構(gòu)件的表面溫度通常需要大量的冷卻流體。為了促進(jìn)從翼型件至冷卻流體的熱傳遞效率，可能期望或需要在冷卻回路的內(nèi)部表面中提供內(nèi)部特征。這些特征包括肋條、湍流促進(jìn)裝置、交叉孔、后緣槽口、蛇線通道等。還已提出的是包括金屬泡沫或類似的多孔可滲透材料以促進(jìn)翼型構(gòu)件內(nèi)的熱傳遞。例如，美國(guó)公開(kāi)專利申請(qǐng)No. 2006/002 1730，2007/0274854, 2008/0250641, 2009/0081048, 2010/0239409 和 2010/0239412 提出了 使用金屬泡沫或類似的材料來(lái)填充翼型件的內(nèi)部和/或冷卻孔，使得穿過(guò)泡沫的空氣流主要是單向的。

發(fā)明內(nèi)容
本發(fā)明提供了一種適于在渦輪機(jī)的熱氣體通路中使用的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，以及促進(jìn)構(gòu)件內(nèi)的熱傳遞特性的方法。根據(jù)本發(fā)明的第一方面，翼型構(gòu)件包括翼型部分，該翼型部分具有由根部和尖端 (tip)界定的翼展方向、由前緣和后緣界定的翼弦方向，以及由在前緣與后緣之間延伸的壁所形成的凹入表面和凸出表面界定的厚度方向。翼型構(gòu)件還具有位于翼型部分內(nèi)的腔室、 位于腔室內(nèi)的多孔可滲透泡沫部件、適于將腔室流體地連接到冷卻流體源上的位于翼型部分內(nèi)的第一通道，以及適于將腔室流體地連接到處于翼型部分表面處的第一冷卻孔上的位于翼型部分內(nèi)的第二通道。根據(jù)本發(fā)明的優(yōu)選方面，腔室相對(duì)于第一通道和第二通道定位以便自其沿翼弦方向偏離，使得經(jīng)由第一通道進(jìn)入翼型部分的冷卻流體進(jìn)入腔室且在經(jīng)由第一冷卻孔離開(kāi)翼型部分之前通過(guò)泡沫部件沿翼弦方向轉(zhuǎn)移。根據(jù)本發(fā)明的另一方面，通過(guò)在翼型部分內(nèi)產(chǎn)生內(nèi)部腔室來(lái)促進(jìn)冷卻流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件的翼型部分，該內(nèi)部腔室連接到冷卻流體源和定位在翼型部分表面處的冷卻孔上。腔室包含多孔可滲透泡沫部件，且渦輪機(jī)經(jīng)操作使得冷卻流體進(jìn)入腔室且在經(jīng)由冷卻孔離開(kāi)翼型部分之前通過(guò)泡沫部件沿翼型部分的翼弦方向轉(zhuǎn)移。本發(fā)明的技術(shù)效果在于能夠通過(guò)使用泡沫材料來(lái)顯著地提高翼型構(gòu)件的熱傳遞效率，其中，泡沫材料不但通過(guò)增大暴露于冷卻流體流的表面面積來(lái)促進(jìn)在構(gòu)件與穿過(guò)構(gòu)件的冷卻流體流之間的熱傳遞，而且通過(guò)使用泡沫材料來(lái)重新引送構(gòu)件內(nèi)的冷卻流體流， 例如朝向趨于在較高溫度下操作的翼型區(qū)來(lái)促進(jìn)熱傳遞。本發(fā)明的其它方面和優(yōu)點(diǎn)將通過(guò)以下詳細(xì)說(shuō)明而較好地認(rèn)識(shí)到。


圖1為根據(jù)本發(fā)明實(shí)施例的具有包含泡沫部件的內(nèi)部腔室的渦輪輪葉翼型部分的透視圖。圖2代表位于圖1的翼型部分內(nèi)的冷卻流體流型。圖3至圖5示意性地表示根據(jù)本發(fā)明的附加實(shí)施例的具有填充泡沫的內(nèi)部腔室的渦輪輪葉翼型部分的透視圖。零件清單
10110部分
12112表面
14114表面
16116邊緣
18118邊緣
20120尖端
22122根部
24124通道
24A124通道
24B124通道
24C124通道
24D124通道
26126孔
26A126孔
26B126孔
28128腔室
30130部件
具體實(shí)施例方式
本發(fā)明主要適用于在特征為溫度相對(duì)較高的環(huán)境內(nèi)操作的構(gòu)件，且特別是其最大表面溫度接近它們由其形成的材料的熔化溫度的構(gòu)件，從而需要使用強(qiáng)制冷卻來(lái)降低構(gòu)件表面溫度。這些構(gòu)件的顯著但非限制性的實(shí)例包括渦輪機(jī)的翼型構(gòu)件，例如工業(yè)和飛行器燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的渦輪輪葉(葉片)和噴嘴(導(dǎo)葉)。圖1中示意性地描繪了渦輪輪葉的翼型部分10的實(shí)例。如常規(guī)的那樣，輪葉及其翼型部分10可利用形成在輪葉根部區(qū)段(未示出)上的特征而錨固到渦輪盤上。與行業(yè)術(shù)語(yǔ)一致，翼型部分10可描述為具有壁，該壁限定相對(duì)設(shè)置的凸出表面12和凹入表面14， 它們可在渦輪輪葉或葉片的背景下分別稱為吸入表面和壓力表面。翼型部分10的壁限定翼型部分10的前緣16并會(huì)聚以限定翼型部分10的相對(duì)地設(shè)置的后緣18。翼型尖端20限定在翼型部分10的翼展方向的外端，而相對(duì)地設(shè)置的翼型根部22限定在翼型部分10的翼展方向的內(nèi)端，其通常緊鄰將翼型部分10與輪葉的根部區(qū)段分開(kāi)的平臺(tái)(未示出)。另外， 與行業(yè)術(shù)語(yǔ)一致，翼型部分10認(rèn)作是具有從根部22延伸至翼型尖端20的翼展方向、在前緣16與后緣18之間延伸的翼弦，以及在凸出表面12與凹入表面14之間測(cè)得的厚度。輪葉及其翼型部分10可由多種材料形成，包括鎳基、鈷基、鐵基和鈦基合金，以及基于陶瓷的復(fù)合物，例如，陶瓷基復(fù)合物(CMC)材料。優(yōu)選的材料包括鎳基、鈷基或鐵基超級(jí)合金，其顯著但非限制性的實(shí)例包括鎳基超級(jí)合金，例如GTD-111 (General Electric Co.)，GTD- 444 (General Electric Co.)，IN-738，ReneN4, ReneN5 和 Ren6108。翼型部分10可形成為等軸定向凝固(DQ或單晶(SX)鑄件以耐受其在燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)內(nèi)經(jīng)受的高溫和應(yīng)力。適于產(chǎn)生輪葉及其翼型部分10的熔化和鑄造工藝是公知的，且因此本文不再描述任何細(xì)節(jié)。翼型部分10的外表面經(jīng)受很高的溫度，這歸因于在輪葉安裝于其中的渦輪機(jī)操作期間在翼型部分10上引送熱燃燒氣體而產(chǎn)生。為此，翼型部分10描繪為具有內(nèi)部通道對(duì)，該內(nèi)部通道M從根部22延伸至翼型尖端20，終止于翼型尖端20處的冷卻孔26。通道 M從適合的源(未示出)接收冷卻流體，例如來(lái)自于渦輪機(jī)壓縮機(jī)區(qū)段的壓縮機(jī)放出空氣。 經(jīng)由其根部22進(jìn)入翼型部分10的冷卻流體強(qiáng)制穿過(guò)通道M以從翼型部分10吸收熱，且然后經(jīng)由冷卻孔沈排出以傳遞從翼型部分10所吸收的熱。通道M描繪為平行于彼此，且基本上為圓柱形，但其它形狀和截面也可預(yù)見(jiàn)到。通道M可由常規(guī)方法形成，例如，利用在通常用于鑄造渦輪機(jī)翼型構(gòu)件的常規(guī)熔模鑄造方法中使用的型芯(core)。盡管本發(fā)明的優(yōu)點(diǎn)將參照翼型部分10來(lái)描述，該翼型部分10的內(nèi)部通路M是完全分開(kāi)的且具有如圖1中所示的平直均勻截面，但本發(fā)明的教導(dǎo)內(nèi)容還適于可在工業(yè)和飛行器燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)的熱氣體通路構(gòu)件中實(shí)施的更為復(fù)雜的冷卻方案，例如蛇線冷卻通道。圖1還將翼型部分10描繪為具有連接到一對(duì)通道上的內(nèi)部空腔或腔室觀，該對(duì)通道標(biāo)示為24A和MB，其中的后者終止于定位在翼型部分10的尖端20處的冷卻孔2&L·類似于通道對(duì)，通道(入口通道)24A流體地連接到冷卻流源上，使得通道24A向腔室觀供送冷卻流體，該冷卻流體隨后在從翼型部分10經(jīng)由冷卻孔26A排出之前通過(guò)通道(出口通道)24B離開(kāi)腔室觀。入口通道24A描繪為在離翼型根部22最近的腔室觀的翼展方向范圍上流體地連接到腔室28上，而出口通道24B描繪為在離翼型尖端20最近的腔室28的翼展方向范圍上流體地連接到腔室28上。通道24A和24B和內(nèi)部腔室28描繪為設(shè)置在翼型部分10的后緣18處介于其凸出表面12與凹入表面14之間，使得通道24A和MB比翼型部分10內(nèi)的其它通道M離后緣18更近。圖1中，通道24A和24B描繪為在直徑上大致相等且沿軸向?qū)?zhǔn)，但不同截面尺寸和形狀的通道24A和24B是可預(yù)見(jiàn)到的。腔室觀描繪為大致在翼型部分10的翼展方向上居中且與翼型尖端20和根部22間隔開(kāi)。圖1還將腔室觀描繪為具有大致矩形的形狀，使得其翼弦方向的寬度、厚度方向的寬度及其翼展方向的長(zhǎng)度大致恒定，但這并非必須的，且無(wú)規(guī)則形狀的腔室觀也在本發(fā)明的范圍內(nèi)。在圖1的非限制性實(shí)例中，腔室觀具有翼型部分10總翼展方向長(zhǎng)度的大約70%至大約75%的翼展方向長(zhǎng)度，以及翼型部分10總翼弦方向?qū)挾鹊拇蠹s20%至大約30%的翼弦方向?qū)挾?。普遍認(rèn)為，腔室觀可具有翼型部分10總翼展方向長(zhǎng)度的大約15%至大約75%的翼展方向長(zhǎng)度，以及翼型部分10總翼弦方向?qū)挾鹊拇蠹s4%至大約96%的翼弦方向?qū)挾?。較大的翼展方向長(zhǎng)度和翼弦方向?qū)挾扔山Y(jié)構(gòu)考慮因素限制，而較小的翼展方向長(zhǎng)度和翼弦方向?qū)挾葎t取決于翼型部分10的冷卻要求而允許。如從圖1中清楚的那樣，腔室觀在翼弦方向上遠(yuǎn)寬于通道24A和24B。此外，腔室 28示為朝向翼型部分10的后緣18偏離通道24A和MB，使得腔室28比通道24A和24B更接近后緣18。認(rèn)為的是，圖1中所示的構(gòu)造產(chǎn)生了一定的益處，特別是在緊鄰后緣18冷卻翼型部分10的表面12和14方面。然而，應(yīng)當(dāng)理解的是，本發(fā)明不限于該特定的構(gòu)造。例如，腔室觀可定位在翼型部分10內(nèi)并不鄰近后緣18。此外，盡管腔室觀描繪為流體地聯(lián)接到單個(gè)入口通道24A和單個(gè)出口通道24B上，但任何數(shù)目的入口通道24A和出口通道24B 都可采用。下文參照?qǐng)D3至圖5描述相對(duì)于腔室28的數(shù)目和位置的附加構(gòu)造。腔室28描繪為包括多孔且可滲透的材料，本文中稱為泡沫部件30。腔室28優(yōu)選為完全地填充有泡沫部件30，使得泡沫部件30與腔室觀的所有內(nèi)壁表面成緊密且連續(xù)接觸。由于其多孔且可滲透的性質(zhì)，泡沫部件30由從通道24A填充腔室觀的冷卻流體滲透， 且泡沫部件30的互連孔隙空間容許冷卻流體在經(jīng)由通道24B離開(kāi)之前在腔室28內(nèi)循環(huán)。 以此方式，泡沫部件30顯著地增加了后緣30附近的由冷卻流體所接觸的表面面積，結(jié)果極大地提高了從后緣18和凸出表面12以及凹入表面14的鄰近部分到冷卻流體的熱傳遞效率。泡沫部件30的有效性可通過(guò)諸如金屬材料的熱傳導(dǎo)性材料的泡沫部件30來(lái)促進(jìn)。由于泡沫部件30暴露于腔室觀內(nèi)的冷卻流體并經(jīng)受來(lái)自于翼型部分10的熱傳遞所引起的升溫，故對(duì)于泡沫部件30的優(yōu)選材料為抗高溫氧化的合金，如鎳基、鈷基和鐵基合金， 它們顯著但非限制性的實(shí)例包括本領(lǐng)域中所公知類型的!^eCrAlY合金。通過(guò)適當(dāng)?shù)剡x擇其材料，泡沫部件30在用于形成輪葉的鑄造過(guò)程期間可結(jié)合到翼型部分10中。例如，泡沫部件30可使用在美國(guó)公開(kāi)專利申請(qǐng)No. 2007/02748M中所公布類型的鑄造技術(shù)結(jié)合到輪葉鑄件中。圖2提供了繪出在腔室觀內(nèi)且穿過(guò)泡沫部件30的流型的計(jì)算機(jī)生成圖像。值得注意的是，經(jīng)由入口通道24A進(jìn)入腔室28的冷卻流體很大程度地由泡沫部件30朝腔室28 中心重新引送或轉(zhuǎn)移，且然后朝向腔室觀的轉(zhuǎn)角，該轉(zhuǎn)角與鄰近入口通道24A的腔室28轉(zhuǎn)角相對(duì)。盡管一些冷卻流體繼續(xù)經(jīng)由出口通道24B流出腔室觀，但大量冷卻流體卻朝翼型部分10的根部22向后循環(huán)，且然后在離開(kāi)腔室觀之前在與出口通道24B相對(duì)的腔室觀轉(zhuǎn)角內(nèi)循環(huán)。因此，例如在冷卻流體流僅單向穿過(guò)泡沫材料30的情況下，在腔室觀內(nèi)發(fā)生冷卻流體的顯著攪動(dòng)，超出作為冷卻流體移動(dòng)穿過(guò)泡沫材料30而產(chǎn)生的湍流狀態(tài)。從圖2 中清楚的是，穿過(guò)泡沫部件30的冷卻流體流不是單向的，而代替的是多向的。
如將預(yù)計(jì)到的那樣，腔室觀內(nèi)的冷卻流體流型受入口通道24A和出口通道24B相對(duì)于腔室觀的位置和定向、腔室觀的形狀、尺寸以及相對(duì)于通道24A和24B的偏離，以及泡沫部件30的滲透性所影響。到達(dá)并穿過(guò)泡沫部件30的熱傳遞與冷卻流體在腔室觀內(nèi)自由流動(dòng)的能力之間存在權(quán)衡，這部分地取決于泡沫部件30的滲透性程度。通常，泡沫部件 30內(nèi)的開(kāi)口多孔性優(yōu)選為至少14%的體積百分比以實(shí)現(xiàn)足夠的流動(dòng)水平且優(yōu)選為不超過(guò) 82%的體積百分比以促進(jìn)熱傳遞，其中特別優(yōu)選的范圍認(rèn)為是在大約45%至大約75%的體積百分比之間。對(duì)于給定應(yīng)用的特別優(yōu)選的多孔性將取決于在其中實(shí)施泡沫部件30的翼型部分10區(qū)所期望的強(qiáng)度和冷卻有效性。計(jì)算機(jī)模型預(yù)示，利用圖1和圖2中所繪翼型部分10的實(shí)施例，后緣18內(nèi)的最高溫度在放出空氣溫度為大約650° F至大約900° F (大約340°C至大約480°C )且熱燃燒氣體溫度為大約2000° F至大約觀00° F(大約1090°C 至大約1540°C )的操作環(huán)境中可降低大約200° F(大約110°C )。盡管圖1和圖2的翼型部分10中描繪了單個(gè)腔室觀，但在圖3至圖5所描繪的實(shí)例中多個(gè)腔室28可采用任何數(shù)目的入口通道24A和出口通道24B并利用其供送冷卻流體。在圖3中，兩個(gè)腔室28示為由與通道24A和24B同軸的中間翼展方向通道24C互連成流體串聯(lián)。圖4示出了類似于圖3的實(shí)施例，但具有離翼型尖端20最近的腔室觀，其從連接到具有翼弦方向通道MD的腔室觀上的相鄰?fù)ǖ繫接收補(bǔ)充的冷卻流體。最后，圖5 描繪了兩個(gè)腔室觀成流體并聯(lián)，各腔室均經(jīng)由單獨(dú)的入口通道24A接收冷卻流體，且各腔室均經(jīng)由單獨(dú)的出口通道24B和冷卻孔26A排出冷卻流體。圖5中的腔室28還描繪為由翼弦方向通道24D互連，從而容許平衡經(jīng)由腔室28的冷卻流。應(yīng)當(dāng)理解的是，串聯(lián)和并聯(lián)腔室觀的各種其它組合也可結(jié)合到翼型部分中。此外，盡管腔室觀示為具有類似的尺寸和形狀(楔形)，但腔室觀可具有不同的尺寸和形狀，包括不規(guī)則的形狀。最后，盡管優(yōu)選的是各腔室28均包括多孔且可滲透的泡沫部件30，但可預(yù)見(jiàn)的是，一些但不是所有腔室28 都將包含泡沫部件30。除具有冷卻通道M、24A和24Ba、腔室28和冷卻孔沈和的翼型部分10的熱管理之外，翼型部分10還可由本領(lǐng)域中所公知的涂層系統(tǒng)來(lái)保護(hù)。例如，翼型部分10的表面可利用環(huán)境涂層或利用包括通過(guò)適合的連結(jié)覆蓋物(coat)附連到翼型部分10上的熱障涂層(TBC)的涂層系統(tǒng)來(lái)保護(hù)。典型的但非限制性的熱障涂層材料為陶瓷材料，其顯著的實(shí)例為利用氧化釔(YSZ)而部分或完全穩(wěn)定的氧化鋯或其它氧化物，如氧化鎂、二氧化鈰、 氧化鈧和/或氧化鈣，以及可選的其它氧化物來(lái)降低熱傳導(dǎo)性。適合的環(huán)境涂層和連結(jié)覆蓋物通常具有富鋁成分，例如，擴(kuò)散鋁化物涂層或覆蓋涂層，如MCrAlX(其中M為鐵、鈷和/ 或鎳，而X為釔、稀土金屬和/或活性金屬)。盡管已根據(jù)特定實(shí)施例描述了本發(fā)明，但清楚的是本領(lǐng)域的技術(shù)人員可采用其它形式。因此，本發(fā)明的范圍僅由所附權(quán)利要求來(lái)限制。
權(quán)利要求
1.一種適于在渦輪機(jī)的熱氣體通路中使用的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，所述翼型構(gòu)件包括翼型部分(10)，所述翼型部分(10)具有由翼型根部02)和翼型尖端00)界定的翼展方向、由前緣(16)和后緣(18)界定的翼弦方向，以及由在所述前緣(16)與所述后緣 (18)之間延伸的壁所形成的凹入表面(1 和凸出表面(14)界定的厚度方向，其特征在于位于所述翼型部分(10)內(nèi)的腔室08)；位于所述翼型部分(10)內(nèi)且適于將所述腔室08)流體地連接至冷卻流體的第一通道 (24A)；位于所述翼型部分(10)內(nèi)且適于將所述腔室08)流體地連接到定位在所述翼型部分 (10)的表面處的第一冷卻孔06A)上的第二通道Q4B)；以及位于所述腔室08)內(nèi)的多孔可滲透泡沫部件(30)；其中，所述腔室08)相對(duì)于所述第一通道(24A)和所述第二通道(MB)定位以便自其沿所述翼弦方向偏離，使得經(jīng)由所述第一通道04A)進(jìn)入所述翼型部分(10)的冷卻流體進(jìn)入所述腔室08)且在經(jīng)由所述第一冷卻孔06A)離開(kāi)所述翼型部分(10)之前由所述泡沫部件(30)沿所述翼弦方向轉(zhuǎn)移。
2.根據(jù)權(quán)利要求1所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述第一通道 (24A)和所述第二通道Q4B)以及所述腔室08)限定從所述翼型部分(10)的翼型根部 (22)延伸至翼型尖端OO)的連續(xù)冷卻流體流動(dòng)通道。
3.根據(jù)權(quán)利要求1或權(quán)利要求2所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述腔室08)朝所述翼型部分(10)的后緣(18)偏離所述第一通道04A)和所述第二通道 (24B)。
4.根據(jù)權(quán)利要求1至權(quán)利要求3中任一項(xiàng)所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述腔室08)離所述后緣(18)比離所述翼型部分(10)的前緣(16)更近。
5.根據(jù)權(quán)利要求1至權(quán)利要求4中任一項(xiàng)所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述腔室08)為位于所述翼型部分(10)內(nèi)的第一腔室( )，且所述翼型構(gòu)件還包括位于所述翼型部分(10)內(nèi)且包含第二多孔可滲透泡沫部件(30)的第二腔室(觀)，以及所述第一腔室和所述第二腔室08)流體地串聯(lián)或并聯(lián)到彼此上。
6.根據(jù)權(quán)利要求1至權(quán)利要求4中任一項(xiàng)所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述腔室08)流體地連接到附加通道04)上或流體地連接到第二腔室08)上，所述附加通道04)流體地連接到冷卻流體源和位于所述翼型尖端OO)處的附加冷卻孔06) 上，所述第二腔室08)位于所述翼型部分(10)內(nèi)且包含第二多孔可滲透泡沫部件(30)。
7.根據(jù)權(quán)利要求1至權(quán)利要求6中任一項(xiàng)所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述翼型構(gòu)件還包括位于所述翼型部分(10)內(nèi)的多個(gè)附加通道04)和定位在所述翼型部分(10)的至少一個(gè)表面處的多個(gè)附加冷卻孔(沈)，所述附加通道04)將冷卻流體源流體地連接至所述附加冷卻孔06)。
8.根據(jù)權(quán)利要求7所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述第一通道 (24A)和所述第二通道Q4B)比所述附加通道04)離所述翼型部分(10)的后緣(18)更近。
9.根據(jù)權(quán)利要求1至權(quán)利要求8中任一項(xiàng)所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述腔室08)跨越所述翼型部分(10)的翼型根部02)與翼型尖端OO)之間的距離的大約15%至大約75%。
10.根據(jù)權(quán)利要求1至權(quán)利要求9中任一項(xiàng)所述的流體冷卻式渦輪機(jī)翼型構(gòu)件，其特征在于，所述翼型構(gòu)件為渦輪葉片或輪葉，以及所述渦輪機(jī)為工業(yè)燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)或飛行器燃?xì)鉁u輪發(fā)動(dòng)機(jī)。
全文摘要
本發(fā)明涉及渦輪機(jī)翼型構(gòu)件及其冷卻方法，具體地是在渦輪機(jī)中使用的翼型構(gòu)件以及促進(jìn)構(gòu)件內(nèi)的熱傳遞特性的方法。該構(gòu)件包括翼型部分(10)，其具有由翼型根部(22)和翼型尖端(20)界定的翼展方向，以及由前緣和后緣(16，18)界定的翼弦方向。翼型部分內(nèi)的腔室(28)包含可滲透的泡沫部件(30)。腔室流體地連接到冷卻流體源上且分別經(jīng)由翼型部分內(nèi)的第一通道和第二通道(24A，24B)流體地連接到冷卻孔(26A)上。腔室相對(duì)于第一通道和第二通道定位，以便自其沿翼弦方向偏離，使得經(jīng)由第一通道(24A)進(jìn)入腔室(28)的冷卻流體在經(jīng)由冷卻孔(26A)離開(kāi)翼型部分(10)之前由泡沫部件(30)沿翼弦方向轉(zhuǎn)移。
文檔編號(hào)F01D9/02GK102536333SQ20121001281
公開(kāi)日2012年7月4日 申請(qǐng)日期2012年1月4日 優(yōu)先權(quán)日2011年1月3日
發(fā)明者A·O·本森, G·M·伊策爾 申請(qǐng)人:通用電氣公司